Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

166	Глава 2.4. УПРАВЛЕНИЕ И ПОДДЕРЖАНИЕ ОРБИТ КА

6.Chao C. C.G. Applied Orbit Perturbation and Maintenance. Reston, Virginia. AIAA, Inc. 2005. 264 p.

7.Ulybyshev Yu. Continuous Thrust Orbit Transfer Optimization Using Large scale Linear Programming // Journal of Guidance, Control, and Dynamics. 2007. V. 30. № 2. P. 427–436.

2.4.3. ПОДДЕРЖАНИЕ ВЫСОТНОГО ПРОФИЛЯ ПОЛЕТА МЕЖДУНАРОДНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СТАНЦИИ

Рабочая орбита станции — орбита, близ кая к круговой, характеризующаяся средней высотой. Высота рабочей орбиты МКС в те чение всего полета должна находиться в пре делах высотного слоя, ограниченного мини мальной и максимальной допустимыми высо тами.

Введение понятия минимальной допусти4 мой высоты рабочей орбиты вызвано необхо димостью в целях обеспечения безопасности постоянно иметь некоторый запас высоты, предоставляющий наземным средствам управ ления требуемый резерв времени для оценки нештатных ситуаций и выхода из них.

Максимальная высота рабочей орбиты определяется ограничениями, обусловленны ми характеристиками сертифицированного оборудования и возможностями космических кораблей (КК), посещающих станцию.

Диапазон возможных высот орбиты для полета МКС определен в соответствии с тех ническими требованиями, отраженными в до кументации, согласованной всеми междуна родными партнерами. Требованиями предпи сывается выполнение следующих условий:

–минимальная высота рабочей орбиты на этапе сборки МКС должна быть такой, что бы период времени, за который высота орбиты станции может снизиться до 278 км, составлял не менее 90 суток;

–минимальная высота рабочей орбиты

после завершения сборки МКС должна быть та кой, чтобы период времени, за который высо та орбиты станции снижается до 278 км, со ставлял не менее 180 суток;

–высота орбиты после завершения сборки

МКС должна обеспечивать квазистационар ные условия микрогравитации для научного оборудования МКС.

Ограничения, обусловленные возможно стями кораблей посещения или оборудования МКС, следующие:

оборудование и программное обеспече ние имеет ограничения на использование в

высот не выше 460 км; орбиты МКС при стыковке рос

транспортного корабля (ТК) «Союз» не должна превышать 425 км, а для схода с ор биты при расстыковке должна составлять не более 460 км;

доставка на орбиту крупногабарит ных и тяжелых полезных нагрузок с исполь зованием многоразового транспортного КК «Шаттл», как правило, приводит к раз личным ограничениям по максимальной высоте орбиты МКС для стыковки с КК «Шаттл».

Таким образом, высота рабочей орбиты МКС в процессе всего планируемого времени полета может изменяться в диапазоне от 300 до 460 км, причем высота орбиты, ниже кото рой нельзя опускаться, постоянно изменяется в процессе полета (но не ниже 300 км) в зави симости от конфигурации станции, режимов ориентации, состояния атмосферы и других факторов.

При разработке стратегии поддержания высоты орбиты МКС предусматривается про ведение коррекций орбиты для обеспечения требуемых высот стыковки КК «Шаттл». Од нако существуют дополнительные требования к параметрам орбиты МКС в даты стыковки с кораблями посещения — обеспечение опти мальных условий для стыковки кораблей «Со юз» и «Шаттл», а также для посадки корабля «Союз».

Основными результатами разработки стратегии поддержания высоты орбиты явля ются график проведения и величины им пульсов маневров для подъема высоты орби ты. Они определяются в зависимости от пла на полетных операций МКС, ее конфигура ции, высоты орбиты МКС и атмосферных условий.

В частности, на разработку графика про ведения маневров влияют следующие ограни чения:

орбитальные маневры должны планиро ваться так, чтобы максимально увеличить ин тервалы полета, свободные от динамических операций; для этапа эксплуатации станции следует обеспечивать 30 суточные интервалы полета с заданным уровнем микрогравита ции;

даты проведения маневров должны пла нироваться не ранее, чем через двое суток по

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

ПОДДЕРЖАНИЕ ВЫСОТНОГО ПРОФИЛЯ ПОЛЕТА МКС	167

сле отстыковки от станции любого корабля, и не позднее, чем за двое суток до старта очеред ного корабля;

для проведения штатных маневров подъе ма орбиты используются только двигательные установки российского сегмента МКС — объе4 диненная двигательная установка служебного модуля (ОДУ СМ), двигатели причаливания и ориентации (ДПО) кораблей «Прогресс» или двигатели европейского грузового корабля

ATV (Automated Transfer Vehicle);

планируется проведение одного маневра в одни сутки;

при большой массе МКС из за ограниче ний на максимальное время работы двигатель ных установок может возникнуть необходи мость замены маневра с большой величиной импульса на несколько маневров, которые бу дут проводиться последовательно в течение несколько суток.

Величины импульсов маневров зависят от типа решаемой задачи по обеспечению за данных параметров орбиты в заданные даты, а также от скорости снижения высоты орбиты, которая определяется площадью элементов конструкции МКС, испытывающих влияние сопротивления атмосферы, их расположением относительно направления движения по орби те (ориентация в пространстве), массой стан ции и атмосферными условиями.

Полет МКС осуществляется в диапазоне высот …460 км, где воздействие силы атмо торможения может по истечении промежутка времени привести к

значительному снижению высоты орбиты. Плотность атмосферы зависит от многих

факторов, среди которых основными являют ся солнечная активность, геомагнитная воз мущенность, высота над поверхностью зем ного эллипсоида, время года, широта, время суток и др., учитываемые в моделях атмосфе ры, в основу которых положены результаты зондирований атмосферы, проведенных в России, США, Канаде, Австралии и других странах.

Основной параметр, характеризующий солнечную активность — индекс солнечной активности F10,7, равный плотности потока ра диоизлучения Солнца на длине волны 10,7 см,

выраженный в солнечных единицах потока 10 22 Вт/м 2 Гц 1.

Данный поток, имеющий высокую кор реляцию с относительными числами солнеч ных пятен, определяющими уровень солнеч

ной активности, измеряется ежедневно, и точ ность его измерений достаточно высока. Су ществует служба, которая обеспечивает теку щую информацию о солнечной активности и выдает прогноз на некоторый интервал време ни вперед. Однако для долгосрочного плани рования полета МКС, например, для опреде ления количества топлива, требующегося на поддержание орбиты в течение всего полета необходим прогноз солнечной активности на достаточно длительный период времени (10 лет и более).

Исследование закономерностей солнеч ной активности длительный период наблю дений (с 1749 г. настоящего времени) по зволило ученым сделать вывод о том, что сол нечная активность изменяется циклически и средняя продолжительность каждого цикла со ставляет 11 лет. Солнечные циклы могут быть немного короче или длиннее 11 лет, а также отличаться друг от друга величинами макси мальных значений параметра F10,7 и положе нием максимума внутри цикла.

Имеются различные методики прогнози рования, наилучшим образом отвечающие ста тистическим закономерностям и физической природе солнечной активности и связанной с ней геомагнитной возмущенности. Один из прогнозов, разработанный в 1996 г. россий скими учеными, используется международны ми партнерами в расчетах по долгосрочному планированию и поддержанию высотного про филя полета МКС. Он представлен в виде гра фика на рис. 2.4.10 для 24 го цикла солнечной активности. Верхние кривые соответствуют минимальным, средним и максимальным ос редненным ежемесячным значениям парамет ра F10,7, а нижние кривые соответствующим индексам геомагнитной возмущенности Ар. Данные кривые дают представление о характе ре изменения соответствующих параметров, но в реальности часто наблюдаются выбросы (вспышки), которые могут в несколько раз превышать осредненные прогнозируемые зна чения.

С ростом уровня солнечной активности и геомагнитной возмущенности плотность атмо сферы увеличивается, и снижение высоты ор биты МКС происходит быстрее.

Каждый этап поддержания высоты орби ты (от коррекции до коррекции) рассчитыва ется путем моделирования маневра по подъему высоты орбиты от текущего значения до высо ты, которая с учетом последующего пассивно

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

168	Глава 2.4. УПРАВЛЕНИЕ И ПОДДЕРЖАНИЕ ОРБИТ КА

Рис. 2.4.10. Прогноз индексов F10,7 и Ар для 24 го цикла солнечной активности

го торможения в атмосфере, обеспечивает тре буемые значения высоты и других параметров орбиты в заданную дату. Общий план проведе ния полетных операций на МКС и график гру зопотока накладывают ограничения на выбор дат проведения маневров, вследствие чего воз никают проблемы с проведением маневров в оптимальные даты и удовлетворением опти мальных условий сближения сразу для не скольких КК, стартующих друг за другом через несколько дней. Эти проблемы разрешаются путем частичного отказа от выполнения како го либо ограничения по условиям старта/по садки кораблей или изменением дат проведе ния операций.

На рис. 2.4.11 в качестве примера пред ставлен высотный профиль (изменение высо ты рабочей орбиты) полета МКС до 2015 г. (1), а также показана граница по минимальной высоте рабочей орбиты (2).

В табл. 2.4.2 представлены суммарные годовые величины характеристической ско рости маневров для поддержания орбиты МКС до 2015 г., которые иллюстрируют воз растание затрат топлива на поддержание ор биты при возрастании параметров солнечной активности.

2.4.2. Суммарные значения характеристической скорости маневров для поддержания орбиты МКС

Год	Vx, м/с
2007	25,6
2008	39,0
2009	47,9
2010	66,0
2011	49,5
2012	53,0
2013	38,5
2014	15,5
2015	17,5

2.4.4. ПОДДЕРЖАНИЕ СОЛНЕЧНОЙ СИНХРОННОСТИ КРУГОВОЙ ОРБИТЫ

Поддержание солнечной синхронности кру4 говой орбиты — коррекция высоты и/или на клонения орбиты, выполняемая для обеспече ния равенства угловых скоростей движения среднего Солнца и прецессии орбиты. Боль шая полуось и наклонение круговой солнеч4

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

ПОДДЕРЖАНИЕ СОЛНЕЧНОЙ СИНХРОННОСТИ КРУГОВОЙ ОРБИТЫ	169

Рис. 2.4.11. Изменение высоты рабочей орбиты МКС в период 2007…2015 гг.:

1 — высотный профиль полета МКС до 2015 г.; 2 — граница по минимальной высоте рабочей орбиты

но4синхронной орбиты (CCО) функционально связаны соотношением a 12 352,54( cosi)2/7 , вытекающим из (2.2.104) [1]. Вследствие оши бок выведения и падения высоты орбиты в по лете из за атмосферного сопротивления соот ветствие между высотой ССО и ее наклонени ем нарушается, в результате чего нарушается равенство скоростей прецессии орбиты номи нальной ;прN 0,9856 /сут и действительной

; (t) C

cosi

, C

—

const. Орбита перестает

пр

a(t)7 /2

быть солнечно синхронной.

Отличие ;пр(t) реальной скорости пре

цессии от ее номинального значения:

;

(t)

0;пр

i

0;пр

a

пр

0i

0a

;

tg i

i

7

;пр N

a(t), (2.4.34)

пр N

N

2

aN

где aN и iN — номинальные значения большой полуоси и наклонения ССО соответственно. Несмотря на возмущения, орбита останется солнечно синхронной, если i и a связаны со

отношением a

2

a

i tg i

a

0a a

7 N

N

0i

i

2

a

tg i

. Например, для

h

км

и i

7 N

N

98,1 получаем a 4,12 i, где i измеряется в угловых минутах, а a — в км.

Обозначим через aВ и iВ отклонения большой полуоси и наклонения орбиты от их номинальных значений (рис. 2.4.12) в некото рый момент времени. В координатах ( a, i) прямая m4m задает связь между отклонениямиa и i при условии, что орбита остается сол нечно синхронной. Точка N в начале коорди нат обозначает номинальную невозмущенную ССО. Точка B задает возмущение номиналь ной орбиты.

Из рис. 2.4.12 следует, что существуют три способа восстановления солнечной син хронности орбиты:

1.Коррекция a. Наклонение не коррек тируется, а большая полуось корректируется так, чтобы ее отклонение от номинала попало на прямую m4m (переход в т. 1).

2.Коррекция i. Большая полуось не корректируется, а наклонение корректируется так, чтобы его отклонение от номинала попало на прямую m4m (переход в т. 2).

3.Коррекция a и i. Большая полуось и наклонение корректируются так, чтобы свести отклонение от номинала к нулю (переход в

т.N). При этом возможна раздельная коррек ция каждого параметра (переход из т. B в т. N через точку С).

Из рис. 2.4.12 следует, что для восстанов ления условий солнечной синхронности тре буется характеристическая скорость: