СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ЦЕЛЕВУЮ ОРБИТУ Российский патент 2025 года по МПК B64G1/10 

Предлагаемый способ может быть использован в космической технике при выведении космических аппаратов (КА) с собственной двигательной установкой, таких как космический корабль (КК), орбитальный модуль (ОМ), ракетой-носителем (РН) на замкнутую орбиту.

Известен способ выведения КА на орбиту искусственного спутника Земли (ИСЗ), выбранный в качестве аналога, включающий выведение КК последней ступенью РН на замкнутую орбиту Земли. Такой способ управления был использован в 1960 году при проведении первого испытательного полета по программе «Восток». [1. Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди - под ред. Ю.М. Батурина, М, РТ Софт, 2005]. Вначале РН выводит на целевую орбиту связку, состоящую из последней ступени РН и КК. Затем КК отделяется от последней ступени РН и совершает орбитальный полет.

Недостатком этого способа является отсутствие возможности осуществить изменение орбиты КА после выведения.

Известен способ выведения КА на орбиту ИСЗ [2. Мельников Е.К. Управление орбитальным движением МКС (1998-2018), Королев: ЦнииМаш, 2019], выбранный в качестве прототипа, включающий выведение на расчетную опорную орбиту связки массой М, состоящей из КА - функционально-грузового блока «Заря» (ФГБ) и последней ступени РН «Протон-К» с гарантийными запасами топлива массой m, предназначенными для компенсации воздействующих на РН возмущающих факторов, отделение ФГБ от последней ступени РН и приложение к ФГБ импульсов скорости для последующего перехода на целевую орбиту. При этом под воздействием атмосферы орбита ФГБ постепенно снижается, и ФГБ сойдет с орбиты, если к нему не приложить разгонных импульсов скорости.

Основным недостатком такого способа управления является неэффективное использование части гарантийных запасов топлива m, остающихся после выведения.

Техническим результатом изобретения является максимальное использование гарантийных запасов топлива последней ступени РН.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе выведения космического аппарата на целевую орбиту, включающем приложение импульсов скорости для формирования расчетной опорной орбиты с радиусом перицентра R_π и радиусом апоцентра R_α к связке массой М, состоящей из КА и последней ступени РН с гарантийными запасами топлива массой m, предназначенными для компенсации воздействующих на РН возмущающих факторов, отделение КА от последней ступени РН и приложение к КА импульсов скорости для последующего перехода на целевую орбиту, в отличие от известного, определяют величину радиуса апоцентра R_α1≥R_π заданной низкой опорной орбиты, соответствующей орбите со временем существования КА на ней, достаточным для определения величины разгонного импульса скорости и приложения указанного импульса, затем осуществляют приложение импульсов скорости для выведения связки массой М на расчетную опорную орбиту, но с гарантийными запасами топлива последней ступени массой m₁, необходимыми для достижения заданной низкой опорной орбиты, определяемыми как где ΔV₁ - приращение скорости для орбитального перехода связки с заданной низкой опорной орбиты на расчетную опорную орбиту, вычисляемое как μ - гравитационный параметр центрального тела, I_уд.РН - удельный импульс двигательной установки (ДУ) последней ступени РН, а после отделения КА от последней ступени РН измеряют параметры фактической опорной орбиты и в случае, если радиус апоцентра фактической орбиты R_α2 меньше R_α, вычисляют суммарную величину приращения импульсов скорости

которые прикладывают к КА для достижения целевой орбиты.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1 и табл. 1÷2, где:

на фиг. 1 представлена баллистическая схема предлагаемого способа выведения КА на целевую орбиту,

в табл. 1 представлен пример результатов статистического расчета выведения ОМ,

в табл. 2 представлен пример результатов статистического расчета выведения ОМ предложенным способом,

На фигуре 1 отмечены следующие позиции:

1 - последняя ступень РН, 2 - КА, 3 - расчетная опорная орбита, 4 - заданная низкая опорная орбита, 5 - фактическая опорная орбита.

На фиг. 1 представлена баллистическая схема предлагаемого способа выведения КА на целевую орбиту. Связка, состоящая из последней ступени РН (1) и КА (2) выводится на расчетную опорную орбиту (3). Величина гарантийных запасов топлива последней ступени РН m обеспечивает достижение связкой расчетной опорной орбиты с вероятностью Р. Уменьшение гарантийных запасов топлива последней ступени РН до величины m₁ обеспечивает достижение связкой заданной низкой опорной орбиты (4) с вероятностью Р, а вероятность достижения расчетной опорной орбиты снижается до значения Р₁. В результате воздействия возмущающих факторов на РН реализуется выведение связки на фактическую опорную орбиту (5). Радиус апоцентра фактической опорной орбиты R_α2 может принимать значения из интервала [R_α, R_α1] с вероятностью [P₁, P].

В табл. 1 представлен пример результатов статистического расчета выведения ОМ на целевую орбиту ракетой-носителем с учетом возмущающих факторов. Для каждой из вероятностей P_i приведены высоты апогея R_α2 и перигея R_π фактической опорной орбиты, а также величина топлива последней, третьей, ступени РН m₃, необходимого связке последней ступени РН и ОМ для перехода с фактической на расчетную опорную орбиту. Таким образом, величина m₃, представляет собой величину гарантийных запасов топлива, необходимых для достижения связкой расчетной опорной орбиты с соответствующей вероятностью P_i.

В табл. 2 представлены результаты статистического расчета выведения ОМ на целевую орбиту предложенным способом. Для каждой из вероятностей P_i приведены высоты апогея R_α2 и перигея R_π фактической опорной орбиты, возникающих при уменьшении гарантийных запасов топлива последней ступени РН до величины m₁; m_ОМ - количество топлива, необходимого ОМ для перехода с фактической на расчетную опорную орбиту, Δm увеличение массы ОМ на расчетной опорной орбите.

Затраты топлива на осуществление импульса скорости можно рассчитать по формуле Циолковского [3. Циолковский К.Э. Ракетные космические поезда, Калуга, Коллектив секции научных работников, 1929]

,

где m₀ - начальная масса КА перед исполнением импульса скорости, I_уд - удельный импульс ДУ КА, ΔV - величина импульса скорости.

Согласно формуле Циолковского, чем меньше начальная масса КА на момент осуществления импульса, тем меньше топлива необходимо для того, чтобы придать этому КА импульс скорости ΔV. Следовательно, эффективнее использовать гарантийные запасы топлива на самом КА. Однако, не всегда КА имеет возможность оперативно после отделения от РН осуществить включение ДУ. Поэтому предлагается выбирать величину гарантийных запасов топлива РН таким образом, чтобы обеспечить выведение КА на такую орбиту, времени существования КА на которой будет достаточно для проведения подготовки всех необходимых систем и ДУ КА для осуществления импульса скорости. Окончательное парирование возмущающих факторов в таком случае предлагается осуществить за счет собственной ДУ КА.

Предлагаемый способ рассмотрим на примере запуска ОМ - первого модуля орбитальной станции, выводимого на первоначальную опорную орбиту в связке с последней, третьей, ступенью РН тяжелого класса. Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что выводимую на расчетную опорную орбиту массу ОМ можно увеличить за счет соответствующего уменьшения гарантийных запасов топлива третьей ступени РН. В отличие от выведения с номинальной величиной гарантийных запасов топлива на третьей ступени, в этой схеме компенсация возмущающих факторов частично осуществляется самим модулем после отделения от РН с меньшими затратами топлива, чем было бы затрачено в этом же случае связкой последней ступени РН с ОМ.

Вначале проводится статистический расчет выведения ОМ на расчетную опорную орбиту с учетом воздействия на РН набора независимых случайных возмущающих факторов: δV_1-2 - возмущения на участке работы 1 и 2 ступени РН, δР_уд - отклонение величины удельного импульса ДУ третьей ступени РН, δРп - отклонение величины пустотной силы тяги ДУ третьей ступени РН, δm₃ - отклонение сухой массы третьей ступени РН. Величина дополнительных затрат топлива РН на достижение расчетной опорной орбиты в реализации варианта, соответствующему вероятности Р является гарантийным запасом топлива m. Величина гарантийных запасов топлива m₁ рассчитывается таким образом, чтобы при воздействии того же набора возмущающих факторов в реализации варианта, соответствующему вероятности Р, обеспечить связке достижение заданной низкой опорной орбиты. Радиус апоцентра заданной низкой опорной орбиты R_α1 определяется заданным временем существования ОМ после отделения от последней ступени РН на данной орбите. Время существования ОМ на данной орбите должно быть не меньше времени, необходимого для проведения всех операций, необходимых для определения и приложения разгонного импульса скорости ОМ. Затем проводится статистический расчет выведения ОМ на расчетную опорную орбиту с тем же набором возмущающих факторов, но с величиной гарантийных запасов топлива m₁. При этом масса ОМ увеличивается на величину m-m₁. Если в результате расчета при определенном наборе возмущающих факторов связка не достигла расчетной опорной орбиты, рассчитывается величина топлива m_ОМ, необходимого ОМ для перехода на расчетную опорную орбиту, после отделения от РН. В результате увеличение массы ОМ, выводимой на расчетную опорную орбиту, в каждом случае составит Δm=m-m₁-m_ОМ.

Из первоначального статистического расчета выведения ОМ на расчетную опорную орбиту определяются вероятности формирования возможных фактических орбит и величина гарантийных запасов топлива последней ступени РН для компенсации возмущающих факторов (Табл. 1). Для выведения ОМ на расчетную опорную орбиту с параметрами R_π=200 км, R_α=350 км с вероятностью Р=99.87% (соответствующей уровню 3σ) необходимый гарантийный запас топлива третьей ступени РН m составляет 520 кг. Для определения достаточной величины гарантийных запасов топлива m₁ задаются параметры заданной низкой опорной орбиты R_π=200 км, R_α1=200 км, время существования ОМ на которой, достаточно для исполнения разгонного импульса. Величина импульса скорости для перехода связки с заданной низкой на расчетную опорную орбиту составит В примере рассматривается связка массой М=30000 кг, удельный импульс ДУ последней ступени РН которой I_уд.РН =3550 м/с. Тогда Если уменьшить величину этого запаса до 160 кг (Табл. 2), то с вероятностью не ниже Р=99.87% будет сформирована орбита с параметрами R_π=200 км, R_α2=200 км, время существования ОМ на которой, достаточно для исполнения разгонного импульса. Для достижения расчетной опорной орбиты после отделения от РН на данной орбите, ОМ необходимо всего 300 кг топлива, в результате чего конечная масса ОМ на расчетной опорной орбите будет увеличена на Δm=520-160-300=60 кг. А с вероятностью P₁=82.64% ОМ будет выведен на расчетную опорную орбиту и дополнительные затраты топлива не потребуются. В этом случае увеличение массы ОМ составит Δm=m-m₁=520-160=360 кг.

Увеличение массы КА выводимого на расчетную опорную орбиту достигается за счет распределения массы гарантийных запасов топлива между последней ступенью РН и КА. Использование идеи Циолковского о многоступенчатости средств выведения позволяет уменьшить суммарную величину затрат топлива связки последней ступени РН и КА на компенсацию возмущенного движения последней ступени РН.

Предлагаемый способ выведения позволит увеличить эффективность выведения космических аппаратов на замкнутую орбиту Земли.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к способам выведения космических аппаратов (КА). Для выведения КА на целевую орбиту определяют радиус апоцентра низкой опорной орбиты, обеспечивающей достаточное время существования аппарата. Рассчитывают гарантийные запасы топлива для достижения этой орбиты. Прикладывают импульсы скорости к КА и последней ступени с гарантийными запасами топлива для формирования опорной орбиты. Отделяют КА от ступени и прикладывают импульсы для перехода на целевую орбиту. После отделения измеряют параметры фактической орбиты. При необходимости вычисляют и прикладывают дополнительное приращение скорости для достижения целевой орбиты. Достигается повышение эффективности использования топлива. 1 ил., 2 табл.

Способ выведения космического аппарата на целевую орбиту, включающий приложение импульсов скорости для формирования расчетной опорной орбиты с радиусом перицентра R_π и радиусом апоцентра R_α к связке массой М, состоящей из космического аппарата и последней ступени ракеты-носителя с гарантийными запасами топлива массой m, предназначенными для компенсации воздействующих на ракету-носитель возмущающих факторов, отделение космического аппарата от последней ступени ракеты-носителя и приложение к космическому аппарату импульсов скорости для последующего перехода на целевую орбиту, отличающийся тем, что определяют величину радиуса апоцентра R_α1≥R_π заданной низкой опорной орбиты, соответствующей орбите со временем существования космического аппарата на ней, достаточным для определения величины разгонного импульса скорости и приложения указанного импульса, затем осуществляют приложение импульсов скорости для выведения связки массой М на расчетную опорную орбиту, но с гарантийными запасами топлива последней ступени массой m₁, достаточными для достижения заданной низкой опорной орбиты, определяемыми как

где ΔV₁ - приращение скорости для орбитального перехода связки с заданной низкой опорной орбиты на расчетную опорную орбиту, вычисляемое как

μ - гравитационный параметр центрального тела, I_уд._РН - удельный импульс двигательной установки последней ступени ракеты-носителя, а после отделения космического аппарата от последней ступени ракеты-носителя измеряют параметры фактической опорной орбиты и в случае, если радиус апоцентра фактической орбиты R_α2 меньше R_α, вычисляют суммарную величину приращения импульсов скорости

которые прикладывают к космическому аппарату для достижения целевой орбиты.