Выведение ракет космического назначения с реализацией управляемого спуска отделяющихся частей в заданные районы падения Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 629.76

В. И. ТРУШЛЯКОВ В. Ю. КУДЕНЦОВ

Омский государственный технический университет

ВЫВЕДЕНИЕ РАКЕТ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ С РЕАЛИЗАЦИЕЙ УПРАВЛЯЕМОГО СПУСКА ОТДЕЛЯЮЩИХСЯ ЧАСТЕЙ В ЗАДАННЫЕ РАЙОНЫ ПАДЕНИЯ

Проведен анализ существующих методических подходов к синтезу схем выведения ракет космического назначения (РКН). Предложен способ выведения РКН с реализацией управляемого спуска отделяющихся частей (ОЧ) в заданные районы их падения на основе технологии газификации невыработанных остатков жидкого топлива. Ключевые слова: отделяющаяся часть, ракета-носитель, жидкие остатки топлива, газификация, районы падения, выведение.

Работа выполнена при поддержке государственного контракта Роснауки (гос. per. №0120096927)

Выполнение требования по обеспечению выведения полезных нагрузок в широком диапазоне наклонений орбит определяется такими факторами, как географическое положение места старта, наличие зон отчуждения по трассе пусков РКН и тип стартового комплекса.

Для решения задачи снижения техногенного воздействия ОЧ ступеней РКН на окружающую среду предлагается использование энергетического ресурса, заключённого в жидких остатках КРТ в их баках для совершения дополнительных манёвров.

1. Анализ существующих методических подходов к синтезу схем выведения РКН

В общем случае при выборе программ выведения РКН рассматривается последовательный подход, при котором вначале формируются ограничения (схемы выведения), затем производят непосредственно расчёт самой программы выведения.

Традиционные методические подходы к синтезу программ управления движением РКН на участке их выведения определяются этапом их разработки. Например, на этапе проектирования, когда определяются основные проектные параметры РКН, используются методы выбора оптимальных проектно-бал-листических параметров, а также методы системного анализа [ 1 ].

На этом этапе расчёта определяются также и возможные координаты районов падения ОЧ ступеней РКН.

В общем случае в известной научно-технической литературе координаты районов падения не относятся к основным проектно-баллистическим параметрам [2].

Основная задача при выборе основных проектно-баллистических параметров РКН заключается в определении оптимальных проектно-конструктор-

ских параметров РКН при наличии ограничений на дальность полёта ОЧ ступеней РКН.

Опыт разработок РКН для таких стран, как РФ, КНР (стран, не имеющих районов падения ОЧ ступеней РКН в акваториях Мирового океана), в отличие от таких стран, как США, Франция, Италия, Япония, Бразилия и т.д. (имеющие районы падения ОЧ ступеней РКН в акваториях Мирового океана) и их эксплуатации, показал, что районы падения ОЧ превратились в одну из серьёзнейших социально-экологических и экономических проблем. Этой проблеме посвящено значительное количество работ, например [2].

Итогом выбора программ управления движением РКН, когда полностью определены их проектно-кон-структорские параметры, являются:

— программа тангажа;

— циклограмма работы ЖРД для уже сформированных краевых условий, которые являются схемой выведения РКН.

Задачей данного направления исследования является определение возможности повышения массы выводимого полезного груза путём изменения схемы выведения (краевых условий решения общей оптимизационной задачи), в частности, азимутов пуска РКН за счёт реализации возможности управляемого спуска ОЧ ступеней в существующие районы падения.

Решение данной задачи предполагает использование энергетики, заключённой в невыработанных остатках жидкого топлива с реализацией управляемого спуска ОЧ ступеней РКН.

Для данного направления исследования необходимо выполнение следующих параметров по координатам движения ОЧ в конечной точке:

тах(йрп +5Крп)тт(5рп +55рп), (1)

где Йрп, Б — соответственно координаты центра и площадь района падения ОЧ ступени РКН;

ÔRpn, ôSpn — возможное их изменение за счёт манёвра ОЧ при спуске в рамках располагаемой энергетики.

2. Постановка задачи выбора программ выведения нижних ступеней КСВ с учётом возможностей их управляемого спуска

Анализ программ управления выведением РКН позволил провести декомпозицию общей задачи выбора программы управления на следующие две взаимосвязанные подзадачи:

— определение схемы выведения РКН с учётом ограничений, обусловленных наличием азимутов пуска, районов падения, дальностей падения их ОЧ,

— определение оптимальной программы выведения (программа управления относительно центра масс — программа тангажа и программа управления тягой двигательной установки — циклограмма её работы) с учётом сформулированных ограничений.

Одним из показателей, определяющих схему выведения, является азимут пуска, т.е. угол между плоскостью пуска и меридианом в точке старта. Основными факторами, определяющими выбор азимута пуска, являются заданные параметры орбиты (в первую очередь наклонения) и расположение зон падения ОЧ, а также ограничения, связанные с допустимостью полетов ракет над населенными пунктами, промышленными и сельскохозяйственными объектами; международные соглашения, касающиеся полетов ракет над территориями других государств [3].

Формирование орбиты в этом случае — это процесс совместного определения параметров программы угла тангажа и азимута пуска. В проектно-баллис-тическом анализе допускается раздельное приближенное их определение с использованием уравнения для векторной суммы скоростей (во вращающейся системе координат) в точке старта.

Для заданного наклонения i угол между вектором орбитальной скорости V0 и направлением на север N определяется по формуле

\\> = arcsm-

cosi

(2)

СОЗфс

где фс — геоцентрическая широта точки старта.

Из проекции на направление север N и запад Ш следует

Ук СОБ А = У0к СОЗфс , УК5ША = У0К5Ш1}/-Уш , (3)

где Ук — конечная скорость РКН; У0к — конечная орбитальная скорость; Уш — скорость точки старта; А — азимут пуска.

Потребная конечная скорость определяется по формулам:

^=(У02к+У^-2У0кУа5тч/)1/2. (4)

С достаточной для проектных задач точностью с учетом того, что А = Ч/ —А для практически используемых азимутов очень маленькая, а следовательно, можно положить А~\|/, азимут пуска для обеспечения заданного значения наклонения орбиты определяется следующим соотношением:

А = arcsinf-^-cosii/).

V v Y;

(5)

при пуске строго на восток наклонение орбиты численно равно географической широте точки старта.

Таким образом, диапазон наклонений орбит, на которые обеспечивается выведение в исходной плоскости пуска, ограничивается величиной, равной географической широте места старта. Кроме того, для каждого места старта имеются ограничения, связанные с исключением полетов на активном участке над определенными районами (прежде всего густонаселенными) и с расположением мест, выделенных для падения отработавших ракетных блоков. На практике для каждого полигона формируется «коридор» азимутов, являющийся одной из характеристик данного полигона.

Для выведения на орбиты с наклонением меньше географической широты места старта может использоваться или боковой маневр в процессе выведения, или маневр на промежуточной орбите. В первом случае имеется в виду «уход» из начальной плоскости пуска за счет боковой составляющей тяги ДУ. Во втором — формирование пространственного орбитального маневра, обеспечивающего переход на орбиту с требуемым наклонением.

Следует отметить, что боковой маневр в процессе выведения является вынужденной мерой, так как в этом случае часть запасов топлива расходуется для обеспечения составляющей тяги в плоскости рыскания, что, следовательно, снижает относительную массу полезного груза. На практике боковой маневр может быть использован как для обеспечения заданного наклонения из-за невозможности достижения заданного значения наклонения орбиты с располагаемого места пуска, так и для исключения пролета на активном участке над территориями, закрытыми для полетов РКН по каким-либо соображениям.

3. Способ выведения РКН с реализацией управляемого спуска ОЧ в заданные районы их падения

С целью повышения массы выводимого полезного груза при выведении полезных нагрузок на наклонения орбит, для которых не существует разрешённых азимутов пуска с соответствующими районами падения ОЧ ступеней РКН, предложен способ выведения РКН с реализацией управляемого спуска ОЧ в заданные районы их падения на основе технологии газификация невыработанных остатков жидкого топлива. Реализация манёвра увода ОЧ ступени РКН обеспечивается за счёт установки на ней активной бортовой системы спуска (АБСС).

На рис. 1 приведена схема выведения первой ступени РКН и манёвр спуска ОЧ первой ступени в заданный район падения. Введены следующие сокращения: РП ОЧп—район падения, который необходимо выделить для прямого пуска с азимутом Ап; Аип — азимут имеющегося района падения с координатами хип, уип, гип.

В соответствии с предлагаемым методом (способом) существует возможность обеспечивать азимут пуска первой ступени РКН, отличающийся от имеющегося на величину 5А, которую в соответствии с [3,4] определяют из формулы, например, для ОЧ первой ступени РКН:

Из выражения (5) следует, что при выведении без бокового маневра, т.е. при сохранении неизменной плоскости пуска, наклонение орбиты не может быть меньше географической широты места старта и что

8i= COS Ап СОБфс

sini

arccos-

а +b -с

(6)

2ab

где 1п — наклонение орбиты, реализуемое при пуске по направлению азимута пуска Ап с имеющимся (заданным) районом падения;

Имеющийся РП

Рис. 1. Схема выведения РКН на примере ОЧ первой ступени

а — длина вектора а(х1(0,0) в плоскости пуска в от точки старта до координаты х1 точки отделения ОЧ в направлении потребного азимута пуска и начала спуска ОЧ в заданный район падения; Ь — длина вектора В(хип, уип, ът) в плоскости разрешённого пуска от точки старта до ближайшего района падения с координатами его центра; с — длина вектора с = Б - а,

при этом должны удовлетворяться следующие условия:

хип=х1+(хоч+АУх)Г+

т

уи„=(уоч+л^)г+ДдусМ1, (7)

т

2„„=(2„ч+Л^)Т+ид2сМ1

Т

где х1( хоч,уоч,гоч — координаты и скорости центра масс ОЧ в стартовой системе координат, и соответствуют траектории оптимального выведения РКН в требуемом (а не имеющимся) направлении азимута пуска;

Яг — составляющие вектора ускорения силы тяжести;

ДУх, АУу, АУ2 — соответствующие импульсные приращения скорости центра масс ОЧ для обеспечения спуска ОЧ в заданный район падения, которые обеспечиваются АБСС) с использованием остатков компонентов жидкого топлива в баках ОЧ; Т — время полёта ОЧ от момента отделения ступени до падения в заданный район, при этом параметры АБСС рассчитывают исходя из удовлетворения условий (б) и (7).

Условие (7) устанавливает связь между кинематическими параметрами окончания участка выведения первой ступени, временем полёта ОЧ от момента разделения до падения в заданный район падения и параметрами АБСС.

Наклонение орбиты 1ип, азимут пуска Аип и географическая широта пуска (рс связаны соотношением [5]:

Конкретный стартовый комплекс РКН привязан к фиксированной точке поверхности Земли, т.е. к фс и имеющимися азимутами пуска Ап1, оборудованные районами падения ОЧ по трассе пуска Ц)п|, находящимися на разных дальностях от точки старта РКН. Из (8) следует, что изменением азимута пуска А на величину 5А можно, соответственно, изменить величину наклонения 1 на соответствующую величину 51. Варьируя (8) по 5Аи 51, вычитая номинальные значения, получим соотношение для определения изменения 51 в зависимости от 5А:

ОАсозАсо8фг 51 = -5 А-—

БШЛ

(9)

Оценим энергетические затраты на изменение наклонения орбит выведения за счёт манёвра последующих ступеней, в соответствии с формулой для бинормального (бокового) импульса [6]:

АУ =

51Усо89у С08(3-(0)

(Ю)

С051ип=81пАипС08фс.

(8)

где V— скорость РКН в момент совершения манёвра по изменению угла наклонения плоскости орбиты выведения;

9у — угол между вектором скорости и перпендикуляром к радиусу-вектору РКН (угол наклона вектора скорости к горизонту); Ф — угол истинной аномалии; со — аргумент перигея.

Как следует из выражения для величины бинормального (бокового) импульса (10), его величина прямо пропорциональна скорости РКН, т.е. чем позже по времени выведения РКН осуществляется манёвр, тем больше его потребная величина.

Существуют оптимальные точки по траектории для приложения минимальной величины импульса, однако их влияние на величину импульса много меньше, чем влияние величины скорости РКН.

В апогейной точке траектории, где прикладывается этот импульс (из-за минимизации его величины) формула (10) преобразуется в следующий вид:

АУ7=51У. (11)

С другой стороны, приложение импульса к ОЧ для её увода в заданный район падения:

ДУ = ^АУх2+АУ^+АУх2 , (12)

отрабатываемый с помощью АБСС, значительно меньше импульса разворота (10), при этом обеспечивается одинаковое изменение угла наклонения орбиты.

Возможность отработки импульса (12), обеспечивающего условия (6), (7), определяется параметрами АБСС:

— запасами топлива в ОЧ и АБСС,

— тяговооружённостью,

— кинематическими параметрами конца участка выведения ОЧ,

— удалённостью разрешённого района падения от фактического.

Для реализации способа предлагается следующая последовательность действий на примере выведения первой ступени РКН (схема спуска):

— выбирается азимут пуска Ап, соответствующий прямой (оптимальной) схеме выведения,

— определяют необходимую величину добавки 8Ап из условия наличия ближайшего соответствующего района падения,

— рассчитывают параметры АБСС исходя из удовлетворения условий (б), (7).

Для численного примера эффективности предлагаемого способа изменения граничных условий схемы выведения, в частности, возможного изменения азимута пуска, сравним энергетические затраты:

— по традиционной схеме выведения — пространственный (боковой) манёвр на промежуточной орбите, обеспечивающего переход на орбиту с требуемым наклонением, с затратой энергетики, рассчитываемой по формуле (10),

— предлагаемый способ, т.е. выведение сразу на заданное наклонение с уводом ОЧ с помощью АБСС в ближайший район падения.

Рассмотрим два азимута: А^вб0 (космодром Байконур) для выведения на орбиты с наклонением 1 = = 50° — 51,8° и для выведения на орбиты с наклонением 1 = 62°-65,7° [3].

Для ОЧ первой ступени РКН имеется район падения на дальности 550 км для азимута пуска А1=75°, а для пусков по азимуту А2~45° районов падения нет.

Рассмотрим выведение на наклонение 1 = 62° с А2~45°.

Разница 8АП = Ап- А2=30°, а 51= 10°.

Для совершения бокового манёвра при выведении, например, с использованием разгонного блока (РБ) «Бриз-М» на Нкр= 1000 км на переходной орбите (НЛ = 200 км, На — 1000 км), в её апогее, где скорость минимальна Уа~7000 у/с, в соответствии с (11) ДУ~700 м/с. Соответственно, необходимая масса топлива для отработки этого импульса скорости для массы: РБ + полезный груз= 10000 кг составит 2500 — 3200 кг.

Для сравнения, необходимая характеристическая скорость для осуществления манёвра увода ОЧ от точки разделения до заданного района падения (длина вектора с =200 км), при времени полёта ОЧ на участке спуска Т-500 с составит порядка 400 м/с.

Для реализации этого импульса скорости с помощью АБСС потребуется масса на доработку ОЧ

первой ступени от 3 % до 4,5 % сухой массы, оставшихся невырабатываемых остатков топлива (до 10 %) достаточно для реализации заданной величины импульса за время полёта ОЧ в заданный район падения. Выбирая параметры АБСС из условия обеспечения (6) решается поставленная задача.

Общая масса ОЧ на начало спуска составит 5500 кг, удельный импульс будет снижен за счёт использования газового ракетного двигателя на АБСС (тяга газового ракетного двигателя АБСС Ргрд=2 кН) потребуется масса топлива составит около 1300 кг, т.е. меньше примерно в 2,5 раза.

Дополнительным преимуществом предлагаемого способа выведения является снижение разбросов точек падения ОЧ за счёт управляемого спуска ОЧ ступени РКН вплоть до входа в плотные слои атмосферы.

Заключение

Проведён анализ существующих методических подходов к синтезу схем выведения РКН. Проведена постановка задачи выбора программ выведения нижних ступеней РКН с учётом возможностей их управляемого спуска в заданные районы падения. Предложенный способ выведения РКН с возможностью управляемого спуска ОЧ в заданные районы их падения на основе технологии газификация невы-работанных остатков жидкого топлива позволил значительно сократить разброс точек падения ОЧ и повысить энергетические параметры РКН.

Библиографический список

1. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы) : учеб. для техн. вузов / В, П. Мишин [и др.] ; под ред. В. П. Мишина. — М. : Машиностроение, 1985. — 360 с.

2. Экологические проблемы и риски воздействий ракетно-космической техники на окружающую среду: справочное пособие / ред. В. В. Адушкин, С. И. Козлов, А. В. Петров. — М.: Изд-во «Анкил», 2000. - 640 с.

3. Сердюк, В. К. Проектирование средств выведения космических аппаратов : учеб. пособие для вузов / В. К. Сердюк ; под ред. А. А. Медведева. — М.: Машиностроение, 2009. — 504 с.

4. Заявка 2010113169 Российская Федерация, МПКВ64в 1/40, Р02К9/00 Способ управления ракетой космического назначения [Текст] / В. И. Трушляков, В. Ю. Куденцов, Я. Т. Шатров; заявитель ОмГТУ. - №2010113169/17 ; заявл. 05.04.2010 ; опубл. 10.08.10, Бюл. № 29; приоритет 05.04.2010. — 7с.: ил.

5. Баллистические ракеты и ракеты-носители : пособие для студентов вузов / О. М. Алифанов [и др.]; под ред. О. М. Алифа-нова. - М.: Дрофа, 2004. - 512 с.

6. Инженерный справочник по космической технике / Под ред. А. В. Солодова. — М.: Воениздат, 1977. — 430 с.

ТРУШЛЯКОВ Валерий Иванович, доктор технических наук, профессор (Россия), профессор кафедры «Авиа - и ракетостроение».

КУДЕНЦОВ Владимир Юрьевич, кандидат технических наук, доцент (Россия), доцент кафедры «Авиа -и ракетостроение».

Адрес для переписки: e-mail: [email protected]

Статья поступила в редакцию 23.11.2010г. © В. И. Трушляков, В. Ю. Куденцов