CC BY
5Труды МАИ. Выпуск № 98
http://trudymai.ru/
УДК 629.78
Выведение группировки микроспутников с использованием промежуточной орбиты с синхронной прецессией
Улыбышев С.Ю.
Центральный научно-исследовательский институт химии и механики, ул. Нагатинская, 16а, Москва, 115487, Россия e-mail: wardoc5@rambler.ru
Аннотация
В работе рассмотрена задача выведения группировки микроспутников с использованием промежуточной орбиты, обладающей свойством синхронной прецессии долготы восходящего узла по отношению к рабочей орбите. После отделения от средств выведения, микроспутники самостоятельно переводятся на рабочую орбиту. Использование промежуточной орбиты с синхронной прецессией в качестве фазирующей, позволяет парировать накопление рассогласований по отношению к рабочей орбите на этапе ожидания перехода на нее и установку микроспутника в требуемую рабочую точку. Кроме того, указанная промежуточная орбита рассматривается как орбита дежурства для резервных спутников из системы. Проведено сравнение временных и энергетических показателей и преимуществ предлагаемой схемы выведения по сравнению с традиционным способом выведения группировки микроспутников непосредственно на рабочую орбиту.
Ключевые слова: микроспутник, спутниковая система, промежуточная орбита, орбита с синхронной прецессией, рабочая орбита, дежурная орбита, перефазирование, характеристическая скорость.
Введение
Использование микроспутников или микрокосмических аппаратов (МКА) для научных и прикладных исследований из космоса, в настоящее время, все более активно внедряется в практику. Небольшие размеры МКА и относительно короткие сроки его проектирования и производства являются очевидными преимуществами по сравнению с более крупными КА. При этом, использование на борту МКА, в силу ограниченной массы и габаритов, менее точных оптических и радиолокационных приборов, например, для задач дистанционного зондирования Земли может, отчасти, компенсироваться применением нескольких таких аппаратов или созданием на базе МКА распределенной системы в виде кластера спутников, движущихся плотной группой [1, 2]. Для запуска на орбиту одиночных МКА обычной практикой стало попутное выведение с более крупными спутниками в окрестность их рабочей орбиты. Для запуска сегмента спутниковой системы (СС) из нескольких МКА, планируемых для размещения в одной орбитальной плоскости с некоторым фазовым сдвигом или кластера из близко расположенных аппаратов, возможно, использовать ракеты-носители (РН) легкого класса типа «Союз-2.1в»1 совместно с блоком выведения (БВ) «Волга» [3].
1 https://topwar.ru/7320-popolnenie-v-semeystve-soyuzov.html
Традиционно схема выведения КА состоит из этапов вывода полезной нагрузки на опорную замкнутую орбиту с помощью РН и дальнейшее довыведение средствами разгонных блоков, например, типа «Фрегат» [4-6]. Для выведения на геостационарную орбиту (ГСО) обычной практикой стало использование геопереходной орбиты [7-8]. В последнее время активно развивается направление выведения КА на ГСО с помощью электрореактивных двигательных установок, когда длительность может достигать нескольких месяцев [9-14]. Для КА класса «нано» с массой менее 10 кг последнее время применяется оригинальная схема с доставкой аппарата на борт международной космической станции, его финальная подготовка и последующий запуск непосредственно космонавтами [15]. В целом, для микрокосмических аппаратов проводятся реализации как попутных запусков [16-18], так и разрабатываются концепции развития и применения сверхлегких РН для группового запуска [19-21]. Кроме того, уже в состав руководств по применению некоторых РН, например «Ariane 6» и «Falcon 9», входят описания схем выведения комбинированной полезной нагрузки на различные орбиты [22-23].
С учетом малых размеров и массы МКА представляет практический интерес рассмотреть схему выведения, когда РН и БВ формируют не конечную рабочую орбиту для МКА, а некоторую промежуточную, с которой МКА, после отделения от БВ, самостоятельно переходит на свою рабочую орбиту. Преимуществами такого варианта является большая полезная масса, которую возможно вывести на указанную промежуточную орбиту, поскольку потребуется меньший расход топлива БВ на ее формирование и на последующий увод на орбиту захоронения. Вторым аспектом, является ускорение процесса установки каждого МКА на свои фазовые
положения на рабочей орбите, за счет использования промежуточной орбиты, по сравнению с вариантом, когда все аппараты отделяются непосредственно на целевой орбите и далее самостоятельно занимают свои рабочие положения, как, например, при выведении сегмента аппаратов системы «Гонец» [24]. Кроме того, указанная схема позволяет расширить возможности выведения на различные наклонения, за счет роста запаса характеристической скорости на самом МКА, при увеличении выводимой массы и более эффективному ее расходу на одновременное изменение высоты орбиты и ее наклонения.
В данной работе проводится сравнительный анализ по массовым, энергетическим и временным показателям, вариантов развертывании сегмента из нескольких МКА в одну орбитальную плоскость при традиционном способе выведения аппаратов непосредственно на рабочую орбиту с последующим разведением их вдоль орбиты и при использовании предлагаемой схемы с применением промежуточной орбиты. При этом в качестве промежуточной, рассматривается орбита с синхронной прецессией (ОСП) инерциальной долготы восходящего узла по отношению к рабочей орбите для сегмента МКА. Применение указанной ОСП позволяет рассматривать ее и в качестве орбиты дежурства резервного МКА, который в последствие может быть использован для замены вышедшего из строя аппарата на рабочей орбите. Синхронность прецессии рабочей и промежуточной орбит позволить длительное время сохранять их взаимное положение в пространстве [25].
Постановка задачи
Для первого варианта традиционного выведения, рассмотрим запуск сегмента из 8 МКА массой 100 кг каждый на круговую солнечно-синхронную орбиту (ССО) высотой 1200 км. В качестве средств выведения используется ракета-носитель легкого класса близкая по характеристикам к РН «Союз-2.1в» совместно с БВ типа «Волга». Схема выведения, представленная на рисунке 1, состоит из следующих этапов, описанных в таблице 1. Для второго варианта выведения, отражающего предлагаемую схему с использованием промежуточной ОСП, процесс выведение разбивается на схожие этапы, описанные в таблице 1 и иллюстрируется рисунком 2. Таблица 1. Этапы выведения сегмента СС на круговую ССО для традиционной и
предлагаемой схем
Этап Традиционная схема с выведением сегмента СС на рабочую орбиту Предлагаемая схема с выведением сегмента СС на промежуточную ОСП
1 РН выводит головной блок (ГБ) на замкнутую орбиту 200х300 км с наклонением 96.60. В состав головного блока входит заправленный БВ типа «Волга» и полезная нагрузка (ПН) из 8 МКА.
2 БВ типа «Волга» выводит на заданную орбиту (ССО высотой 1200 км) группировку из 8 МКА и отделяет их. БВ типа «Волга» выводит группировку из 8 МКА на некоторую промежуточную круговую ССО и отделяет их.
3 После отделения ПН БВ реализует маневр перевода на орбиту захоронения. В качестве орбиты захоронения рассматривается орбита с высотой перигея порядка 80 км, а высотой апогея соответствующей высоте орбиты выведения.
4 Каждый МКА, посредством маневров перефазирования, переходит в свою точку на рабочей орбите, завершая формирование сегмента СС. Каждый МКА, посредством маневров орбитального перехода, при достижении оптимального фазового положения, переходит в свою точку на рабочей орбите, завершая формирование сегмента СС.
МКА3
Рисунок 1. Схема традиционного выведения сегмента СС на рабочую орбиту
МКА3
Участок выведение РН на опорную орбиту
Участок довыведения БВ на промежуточную ОСП
Перевод МКА на рабочую орбиту
Участок увода БВ на орбиту утилизации
Опорная орбита
Промежуточная ОСП
Рабочая орбита
Рисунок 2. Схема выведения сегмента СС на рабочую орбиту с использованием
ОСП
Принято, что масса выводимого ГБ на опорную орбиту составляет порядка 2240 кг, а масса незаправленного БВ типа «Волга» 840 кг. Запас топлива на БВ определяется из расчета обеспечения доставки ПН на требуемую орбиту и формирования орбиты утилизации после ее отделения.
Требуется оценить массу дополнительной ПН, которую можно вывести на промежуточную ОСП в зависимости от высоты орбиты, с учетом реализации БВ маневра перевода на орбиту утилизации. Определить высоту орбиты, при которой дополнительная масса выводимого полезного груза на промежуточную ОСП будет достаточной для выведения еще одного МКА, являющегося резервным для сегмента СС. Необходимо сравнить обе схемы выведения по массовым, энергетическим и временным характеристикам развертывания указанного сегмента СС.
Сравнение схем выведения по массовым и энергетическим показателям
При сравнении массовых и энергетических показателей рассматриваемых схем выведения воспользуемся следующей приближенной методикой оценки, используя стандартные соотношения по орбитальному маневрированию и расчету масс [26]. После отделения головного блока на опорной орбите, затраты характеристической скорости (Vx) для довыведения его на ССО заданной высоты будут включать в себя расход на коррекцию наклонения и высоты орбиты и могут быть записаны в виде:
где Увг - средняя орбитальная скорость движения на опорной орбите выведения; V -орбитальная скорость движения на заданной высоте ССО; Ак - изменение средней
3 2
высоты орбиты; ^=398601 м/с - гравитационный параметр Земли; ассо - большая
полуось заданной рабочей орбиты.
Затраты Vx на коррекцию наклонения запишем в виде:
А^ = 2 • V • ^ (2)
где Аг - величина корректируемого наклонения.
При проведении связанной коррекции суммарные затраты запишутся как:
А^ =,]АГк2 +АГ,2 (3)
Соответствующий расход топлива БВ определим используя уравнение
Циолковского в следующей форме:
тВЫВ = шГБ
( —АУЪ \
1 Ы _ БВ
1 — е
(4)
V У
где - масса головного блока после отделения от РН; 1и _ БВ =2740 м/с -удельный импульс двигателя БВ.
Затраты Vx на сход с орбиты БВ определим с учетом формирования орбиты захоронения с высотой перигея порядка 80 км в виде:
I ассо
г г
'80 'а
К1Г80 + 'а \1Гр + 'а у
(5)
где ' - радиус орбиты высотой 80 км; ' и ' - радиусы апогея и перигея орбиты выведения БВ.
Расчетное значение массы топлива необходимое на увод БВ оценивается с учетом знания его конечной массы в виде:
т
БВ
тСХ =
{ —АУсх \ 1 /и _ БВ
1 — е
V У
-Ауг,
= тБВ ■ е
е
Аусх С —Аусх \ 1и БВ -I „1и БВ ,„„
1 — е - = тЕ
У
{ ЬУск \ 1и БВ _^
е
V
У
где тБВ - масса сухого БВ.
В результате масса выводимой ПН может быть найдена из следующего
соотношения:
/ ВЫВ , СХ \ БВ
тш = тГБ — (тТ + тс ) — тт = тГБ — тТ — т где тБ - суммарный необходимый запас топлива на БВ.
(7)
В таблице 2 представлены сравнительные данные по возможности выведения на круговую ССО заданной высоты полезной нагрузки для БВ типа «Волга» с
опорной орбиты (200x300 км с наклонением 96.6 ), формируемой РН типа «Союз-
2.1в».
Таблица 2. Возможности прямого выведения БВ типа «Волга» сегмента МКА на круговую ССО
ЬССО 1ССО V0 АУ, АУ ауе ™ВЫВ тТ АУсх т С БВ т б тПН
км гр. м/с м/с м/с м/с кг м/с кг кг кг
300 96.672 7725.76 29.09 9.70 30.66 24.93 64.97 20.15 45.08 1353.72
350 96.849 7697.00 57.85 33.48 66.84 53.98 79.21 24.64 78.62 1320.18
400 97.030 7668.56 86.29 57.55 103.72 83.21 93.26 29.08 112.29 1286.51
450 97.214 7640.43 114.42 81.89 140.70 112.12 107.14 33.50 145.62 1253.18
500 97.402 7612.61 142.24 106.52 177.70 140.66 120.83 37.87 178.54 1220.26
550 97.593 7585.09 169.76 131.44 214.69 168.82 134.35 42.21 211.03 1187.77
600 97.788 7557.87 196.98 156.65 251.68 196.58 147.69 46.52 243.10 1155.70
650 97.986 7530.94 223.91 182.16 288.65 223.97 160.87 50.79 274.76 1124.04
700 98.188 7504.29 250.56 207.97 325.62 250.99 173.87 55.03 306.02 1092.78
750 98.394 7477.92 276.92 234.08 362.60 277.66 186.72 59.24 336.89 1061.91
800 98.603 7451.83 303.01 260.50 399.59 303.97 199.40 63.41 367.38 1031.42
850 98.816 7426.02 328.83 287.23 436.61 329.95 211.92 67.55 397.50 1001.30
900 99.033 7400.46 354.38 314.27 473.66 355.60 224.29 71.65 427.26 971.54
950 99.254 7375.17 379.67 341.63 510.75 380.94 236.50 75.73 456.67 942.13
1000 99.479 7350.14 404.71 369.32 547.89 405.97 248.57 79.77 485.74 913.06
1050 99.708 7325.36 429.49 397.33 585.09 430.70 260.48 83.77 514.48 884.32
1100 99.941 7300.83 454.02 425.67 622.36 455.14 272.25 87.75 542.90 855.90
1150 100.178 7276.55 478.30 454.35 659.70 479.31 283.88 91.70 571.00 827.80
1200 100.419 7252.50 502.35 483.37 697.13 503.19 295.36 95.61 598.80 800.00
В таблице указаны следующие параметры:
кссо - высота круговой ССО; /ссо - наклонение ССО; у - орбитальная скорость на заданной высоте; Ау - затраты Vx на изменение высоты орбиты; АУг -затраты Vx на изменение наклонения орбиты; АУЕ - затраты Vx на изменение высоты и наклонения орбиты при связанной коррекции; т ВЫВ - затраты топлива БВ на выведение на заданную орбиту; АУСХ - затраты Vx на сход с орбиты БВ после отделения ПН (перевод на орбиту утилизации); тС - затраты топлива на сход с орбиты БВ; тБВ - необходимая масса топлива, заправляемого в БВ; тш - масса выводимой ПН на заданную орбиту.
В последнем столбце для кссо=1200 км указана масса выводимой ПН состоящей из 8 МКА по 100 кг каждый.
При использовании промежуточной ОСП для выведения ПН, ее наклонение, соответствующее заданной высоте круговой орбиты, при котором скорость прецессии инерциальной долготы восходящего узла остается постоянной, запишем согласно [5] в виде:
г осп = агсео8
сое г0в
т т \7/2'
(1 — е2 )2 • а
(1 е0СП) а0СП
(1 — е1в )2 • а0
, (8)
' ов ) • аов У
где еов и еосп - эксцентриситеты орбиты выведения и ОСП; аов и аосп - большие полуоси орбиты выведения и ОСП; г - наклонение орбиты выведения. Тогда величина корректируемого наклонения запишется в виде:
Аг ~ госп — гов (9)
Затраты Vx на довыведение МКА можно оценить как:
1200
АУЕ _
ОСП (10)
где АУЕ 1200 - затраты Ух для довыведения на рабочую орбиту; АУ^ осп - затраты Ух
для довыведения на промежуточную ОСП.
При этом масса топлива, расходуемая МКА на данную операцию, при условии, что на рабочую орбиту доставляется базовая масса МКА 100 кг, оценивается в виде:
( АУдов Л
тДОВ = "
тТ ' МКА
„ 1и _ МКА 1
е — 1
У
(11)
где 1и _ МКА =2060 м/с - удельный импульс двигателя МКА.
Тогда добавку к выводимой ПН на промежуточную ОСП за вычетом массы топлива на довыведение, которую потратит каждый МКА, определим из соотношения:
Ат+ВЬВ = т — N ■(" + т ДОВ) (12)
Л""МКА тПН \"ыКЛ м тТ ) V /
где N - количество довыводимых МКА.
Далее в таблице 3 показаны возможности выведения сегмента МКА на заданную круговую ССО с использованием промежуточной ОСП.
Таблица 3. Возможности выведения сегмента МКА на заданную круговую ССО БВ типа «Волга» с использованием промежуточной ОСП
И Иссо 1ссо "пн АУ АУ ДОВ тДОВ А"+ВЫВ "ККА СТ т СТ "МКА ВЫВ "мка Ат+ВЫВ
км гр. кг м/с кг кг кг кг кг кг
300 96.672 1353.72 666.47 38.20 248.12 69.21 169.21 122.44 22.44
350 96.849 1320.18 630.30 35.79 233.83 65.02 165.02 121.52 21.52
400 97.030 1286.51 593.42 33.38 219.43 60.81 160.81 120.56 20.56
450 97.214 1253.18 556.43 31.01 205.09 56.65 156.65 119.57 19.57
500 97.402 1220.26 519.43 28.68 190.83 52.53 152.53 118.54 18.54
550 97.593 1187.77 482.44 26.39 176.66 48.47 148.47 117.47 17.47
600 97.788 1155.70 445.46 24.14 162.57 44.46 144.46 116.37 16.37
650 97.986 1124.04 408.48 21.93 148.58 40.50 140.50 115.23 15.23
700 98.188 1092.78 371.51 19.76 134.67 36.60 136.60 114.06 14.06
750 98.394 1061.91 334.53 17.63 120.85 32.74 132.74 112.84 12.84
800 98.603 1031.42 297.54 15.54 107.11 28.93 128.93 111.59 11.59
850 98.816 1001.30 260.52 13.48 93.45 25.16 125.16 110.29 10.29
900 99.033 971.54 223.47 11.46 79.88 21.44 121.44 108.96 8.96
950 99.254 942.13 186.38 9.47 66.38 17.77 117.77 107.58 7.58
1000 99.479 913.06 149.24 7.51 52.95 14.13 114.13 106.16 6.16
1050 99.708 884.32 112.04 5.59 39.61 10.54 110.54 104.69 4.69
1100 99.941 855.90 74.78 3.70 26.33 6.99 106.99 103.17 3.17
1150 100.178 827.80 37.43 1.83 13.13 3.47 103.47 101.61 1.61
1200 100.419 800.00 0.00 0.00 0.00 0.00 100.00 100.00 0.00
В таблице указаны следующие параметры:
АУДов - затраты Ух на довыведение МКА на рабочую орбиту; тДОВ -
необходимая масса топлива на МКА на задачу довыведения его на рабочую орбиту; Ат+выв - дополнительная масса выводимой БВ ПН на промежуточную орбиту; АтВСТ - добавка к стартовой массе МКА, за счет распределения дополнительно выводимой ПН; тСы - стартовая масса МКА на начало его довыведения на рабочую орбиту; тВмЫГ - выводимая масса МКА на рабочую орбиту; АтВВЫ - фактическая добавка к массе выводимого МКА при использовании промежуточной ОСП.
Оценка стартовой массы МКА (тСТ^), в случае равномерного перераспределения дополнительной массы выводимой ПН, включает требуемую массу на довыведение и рассчитывается в виде:
тМкА = тыкл в тДОВ в АтВыВ / N = Шпн / N (13)
В предпоследней и последней колонках таблицы представлены оценки по выводимой массе МКА на рабочую орбиту и фактической добавке к массе МКА при реализации рассмотренной схемы выведения с использованием промежуточной ОСП. Указанная добавка к массе МКА может быть использована как для увеличения
массы бортовой аппаратуры и улучшения характеристик МКА, так и массы топлива для продления срока активного существования его на орбите.
Заливкой в таблице 2 выделены параметры промежуточной орбиты, при которых дополнительная масса выводимой ПН может быть использована для доставки на указанную орбиту еще одного МКА. Данный аппарат может быть штатным и дополнить сегмент СС на рабочей орбите или быть резервным и восполнить, при необходимости, любой вышедший из строя МКА на рабочей орбите. Например, дополнительная масса ПН, выводимая БВ типа «Волга» на высоту 750 км составляет 120.85 кг. С учетом того, что на довыведение на рабочую орбиту каждому МКА понадобится порядка 17.63 кг топлива, в указанную дополнительную массу ПН как раз поместится еще один МКА с массой 117.63 кг. Очевидно, что при меньшей массе МКА, возможно осуществить выведение на промежуточную ОСП нескольких дополнительных аппаратов.
Обобщая выше сказанное, следует отметить, что возможности по увеличению выводимой ПН существенно зависят от наклонения орбиты выведения и синхронной ей по скорости прецессии рабочей орбиты. Пусть масса выводимого ГБ на опорную орбиту и доставляемая на ОСП высотой 300 км не зависит от наклонения орбиты и соответствует данным, приведенным в таблице 2. Тогда в зависимости от наклонения орбиты выведения будет отличаться величина корректируемого наклонения при формировании рабочей орбиты, синхронно прецессирующей по отношению к орбите выведения. На рисунке 3 представлены зависимости от высоты рабочей орбиты величины дополнительной массы ПН, выводимой на ОСП для различных наклонений опорной орбиты, формируемой РН.
• 1 - -2 -й-3 □ 4
х
с 1_
я *
о
я о 2 О
к га га х
И
и
X О
Ц со О 3
о ш
а
250 200 150 100 50 0
300 400 500 600 700 800 900 1000 1100 1200 Высота промежуточной ОСП, км
Рисунок 3. Дополнительная масса ПН, выводимой на ОСП
( 1 - гов = 96.60; 2 - г0в = 82.50; 3 - гов = 790; 4 - ^ = 770)
При уменьшении наклонения орбиты существенно снижается высота промежуточной ОСП, на которую можно вывести фиксированную дополнительную массу ПН. Так, при наклонении орбиты выведения 96.60, на ОСП высотой 750 км можно доставить порядка 125 кг дополнительной ПН, для наклонения 82.50 уже менее 100 кг, а для более низких наклонений выводимая ПН оказывается уже
меньше минимально требуемой.
Сравнение схем выведения по длительности развертывания СС
При сравнении временных показателей по длительности развертывания сегмента СС ограничимся оценкой сроков перевода МКА, после отделения от БВ, на свои фазовые положения на рабочей орбите. Для случая отделения МКА на рабочей орбите перевод его в нужную фазовую точку решается посредствам маневров
перефазирования. Максимальная длительность перефазирования будет соответствовать переводу МКА на фазовый угол 1800. На рисунке 4 представлены данные по длительности перефазирования МКА на различные фазовые углы для рабочей орбиты высотой 1200 км при затратах Ух, из запасов МКА, расходуемых на данную операцию, величиной в 5 м/с, 10 м/с и 20 м/с. Схема перефазирования заключается в выдачи тормозного (или разгонного) импульса для коррекции высоты перигея (апогея) орбиты и изменения периода обращения. За счет разности периодов, фазовый угол между МКА находящимися на рабочей и фазирующей орбите будет возрастать. При достижении требуемого рассогласования по фазовому углу осуществляется второй маневр для возврата на рабочую орбиту и установки МКА в нужную фазовую точку. Пусть величина затрат Ух на перефазирование составляет 5 м/с. Тогда первый импульс величиной 2.5 м/с приведет к изменению перигея орбиты на 10.45 км и периода на 0.11 мин. За один виток полета МКА на фазирующей орбите угловое расстояние изменится на 0.3720. В результате, для перефазирования на 1800 потребуется порядка 484 витков (около 36 суток). Это минимальная оценка, не учитывающая расхождение по инерциальной долготе рабочей и фазирующей орбиты, что приведет к дополнительным затратам Ух.
Компенсируемый фазовый угол, гр.
Рисунок 4. Длительность этапа перефазирования МКА
(--Ух=5 м/с,--Ух=10 м/с,--Ух=20 м/с)
Видно, что длительность этапа перефазирования, даже при величине Ух=20 м/с, превышает 9 суток. Это означает, что срок готовности сегмента СС к штатной работе после выведения на орбиту по традиционной схеме, в случае минимизации затрат Ух, может превышать 1 месяц.
При использовании предлагаемой схемы с промежуточной ОСП, срок довыведения МКА на заданные фазовые положения на рабочей орбите существенно сокращается. Максимальное время установки МКА на свое положение на рабочей орбите будет складываться из периодичности повторения фазового положения на промежуточной ОСП, когда осуществление перехода на рабочую орбиту можно реализовать с минимальными затратами Ух, и длительности самого этапа довыведения. Зависимость длительности повторения фазового положения (Тпфп) от разницы высот промежуточной и рабочей орбит представлена на рисунке 2.
Указанный параметр определяется разностью периодов обращения на рабочей орбите и ОСП и может быть найден в следующем виде:
Тт
Т ■ т
1 РО 1 ОСП
Т - т
1 РО 1 ОСП
(14)
Длительность самого этапа довыведения не превышает нескольких витков полета и составляет менее 0.5 суток. В результате, для промежуточной орбиты высотой 750 км регулярность повторения фазового положения составляет менее 1 суток. Таким образом, срок готовности сегмента СС к штатной работе, после отделения на промежуточной ОСП и довыведения на рабочую орбиту, не превысит 1.5 суток. В случае реализации выведения дополнительного МКА в счет добавки к массе ПН при формировании ОСП высотой 750 км и использовании в качестве резерва для сегмента СС, срок его перевода на рабочую орбиту и установки в любое фазовое положение также не превысит 1.5 суток.
4 3.5 3
н > 2.5
о
с 2
е с 1.5
1- 1
0.5 0
-600 -550 -500 -450 -400 -350 -300 -250 -200 -150 -100
км
Рисунок 5. Периодичность повторения фазового положения
Таким образом, применение промежуточной ОСП не только сокращает сроки развертывания сегмента СС, но и позволяет оперативно заменить любой вышедший из строя МКА на рабочей орбите.
Заключение
По результатам представленного сравнительного анализа схем выведения сегмента СС из МКА на рабочую орбиту следует выделить ряд преимуществ при использовании промежуточной ОСП по сравнению с традиционным выведением непосредственно на рабочую орбиту:
1. Использование в качестве орбиты выведения более низкой промежуточной ОСП позволяет существенно увеличить массу выводимой ПН на рабочую орбиту. Указанная прибавка к массе может быть использована как для повышения запаса топлива на борту, так и для увеличения массы бортовой аппаратуры, даже с учетом затрат на довыведение собственными средствами МКА.
2. Получаемый выигрыш в массе ПН, применительно к классу МКА, позволяет осуществить дополнительно выведение одного или нескольких аппаратов на орбиту и использовать их как резервные для сегмента СС.
3. Размещение резервного МКА именно на ОСП позволяет не только обеспечить оперативность восполнения группировки в СС, но и длительное время поддерживать относительную конфигурацию орбитальных плоскостей, парируя их взаимную прецессию.
4. Применение в схеме выведения промежуточной ОСП позволяет существенно сократить сроки готовности сегмента СС к штатной работе после отделения от БВ.
5. Использование более низкой орбиты для выведения, позволяет сократить затраты Ух БВ для перевода на орбиту утилизации и уменьшить время его баллистического существования после пассивации в качестве космического мусора.
6. Рассмотренная схема выведения позволяет расширить диапазон возможных наклонений для рабочей орбиты, за счет увеличения запаса Ух на самом МКА, изначально отведенной на задачу коррекции орбиты выведения.
Библиографический список
1. Клюшников В.Ю., Кузнецов И.И., Осадченко А.С. Тенденции развития группировок малых КА и средств их выведения на орбиты // Материалы научно-технической конференции «Инновационные автоматические космические аппараты для фундаментальных и прикладных исследований. Актуальные вопросы создания служебных и научных систем», Анапа, 06-11 сентября 2015. - Химки: НПО им. С. А. Лавочкина, 2015. С. 73 - 79.
2. Лобанов А.Г. Использование космических систем группового полета для дистанционного зондирования Земли // Материалы научно-технической конференции «Инновационные автоматические космические аппараты для фундаментальных и прикладных исследований. Актуальные вопросы создания
служебных и научных систем», Анапа, 06-11 сентября 2015. - Химки: НПО им. С. А. Лавочкина, 2015. С. 183 - 188.
3. Космодемьянский Е.В., Кириченко А.С., Клюшин Д.И. и др. Инновационный формат организации миссий по выведению малых космических аппаратов // Труды МАИ. 2014. № 74. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=49243
4. Proton Launch System Mission Planner's Guide. URL: http://www.ilslaunch.com
5. Асюшкин В.А., Ишин С.В. Универсальный разгонный блок повышенной вооруженности «Фрегат-СБ» // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2011. № 1. С. 9 -12.
6. Асюшкин В.А., Викуленков В.П., Ишин С.В., Пичхадзе К.М., Полищук Г.М. Модернизация разгонного блока «Фрегат» // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2009. № 2. С. 13 - 18.
7. Olesen SR., Myers R.M., Kluever C.A., Riehl J.P., Curran F.M. Advance Propulsion for Geostationary Orbit Insertion and North-South Station Keeping // Journal of Spacecraft and Rockets, 1997, vol. 34, no. 1, pp. 22 - 28.
8. Petukhov V.G., Konstantinov M.S., Fedotov G.G. 1st ACT Global Trajectory Optimization Competition: Results found at Moscow Aviation Institute and Khrunichev State Research and Production Space Center // Acta Astronautica, 2007, no. 61(9), pp. 775 - 785.
9. Попов Г.А., Константинов М.С., Петухов В.Г. Проектирование межорбитального перелета космического аппарата с маршевыми электроракетными двигательными установками // Вестник РФФИ. 2006. № 3(47). С. 16.
10. Константинов М.С., Мин Тейн. Оптимизация траекторий выведения космического аппарата на геостационарную орбиту для транспортной системы с удельным импульсом двигателя 600-900 с // Труды МАИ. 2017. № 95. URL: http: //trudymai .ru/published.php?ID=84516
11. Синицын А.А. Исследование эффективности использования маршевой электроракетной двигательной установки для выведения космического аппарата на геостационарную орбиту // Космонавтика и ракетостроение. 2009. № 4 (57). C. 95 -108.
12. Улыбышев Ю.П. Оптимизация межорбитальных перелетов с малой тягой при ограничениях // Космические исследования. 2012. Т. 50. № 5. С. 403 - 418.
13. Пегачкова Е.А. Оптимальный вывод спутника на геостационарную орбиту с учетом неэффективных затрат топлива при включении и выключении двигателя // Труды МАИ. 2011. № 47. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=26559
14. Medvedev A., Khatulev V., Yuriev V., Petukhov V., Konstantinov M.S. Combined flight profile to insert telecommunication satellite into geostationary orbit using "Rockot" light-weight class launch vehicle // 51st International Astronautical Congress, IAF-00-V.2.09, Rio-de-Janeiro, Brasilia, October 2 - 6, 2000, pp. 1 - 9.
15. Горбулин В.И., Щербаков В.И. Двухъярусная система транспортного обслуживания малых космических аппаратов // Труды ВНИИЭМ. Вопросы электромеханики. 2013. Т. 132. № 1. С. 21 - 26.
16.Description of the Globalstar System, Globalstar, L.P., 3200 Zanker Road, San Jose, Ca. 95164-0670. December 07, 2000. URL: https://gsproductsup-
port.files.wordpress.com/2009/04/description-of-the-global-star-system-gs-tr-94-0001-rev-e-2000-12-07.pdf
17.Крылов А.М. Анализ создания и развития низкоорбитальных систем спутниковой связи // Технологии и средства связи. 2011. Специальный выпуск «Спутниковая связь и вещание». C. 46 - 49.
18.Анпилогов В.Р. Эффективность низкоорбитальных систем спутниковой связи на основе малых космических аппаратов // Технологии и средства связи. 2015. № 4. С. 62 - 67.
19.Барабанов А.А., Папченко Б.П., Пичхадзе К.М., Ребров С.Г., Семенкин А.В., Сысоев В.К., Янчур С.В. Предложения по построению космических систем из малых космических аппаратов и транспортного энергетического модуля с ядерной энергетической установкой // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2015. № 1. С. 34 -40.
20.Данилюк А.Ю., Клюшников В.Ю., Кузнецов И.И., Осадченко А.С. Требования к облику и основным проектным параметрам микроракетного комплекса, предназначенного для запуска малых космических аппаратов размерностей "нано", "пико" и "фемто" // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2015. Т. 29. № 3. С. 107 - 113.
21.Костев Ю.В., Мезенова О.В., Позин А.А., Шершаков В.М. Система запуска малых космических аппаратов // Известия вузов. Приборостроение. 2016. Т. 59. № 6. С. 482 - 488.
22.Ariane 6 Launch Vehicle. Payload User's Guide. Rev 0 (May 16, 2016). URL: http://www.arianespace.com/wp-content/uploads/2017/02/Ariane6 UsersManual February2017.pdf
23. Falcon 9 Launch Vehicle. Payload User's Guide. Rev 2 (October 21, 2015). URL: http://www.spacex.com/sites/spacex/files/fal con 9 users guide rev 2.0.pdf
24. Жаров А. Многофункциональная система персональной спутниковой связи «Гонец-Д1М»: состояние и перспективы развития // Технологии и средства связи. 2014. Специальный выпуск «Спутниковая связь и вещание». С. 72 - 78.
25.Улыбышев С.Ю. Анализ взаимной эволюции параметров двух синхронно прецессирующих орбит // Инженерный журнал: наука и инновации. 2016. № 3. URL: http://engiournal.ru/catalog/arse/adb/1471.html DOI 10.18698/2308-6033-2016-03-1471
26. Авдеев Ю.Ф., Беляков А.И., Брыков А.В. и др. Полет космических аппаратов. -М.: Машиностроение, 1990. - 272 c.
