лекция 8_конспект

Лекция 8 Ракетно-космический комплекс

Проект Lunar Rocket – первый в мирее детально проработанный и потенциально реализуемый проект ракеты-носителя и коосмического корабля для полёта на Луну, разработанный Британским Межпланетным обществом в 1937-1939 гг. и доведённый до

стадии подробных расчётов и изготовления прототипов отдельных приборов и

оборудования. Предполагалось, что ракета-носитель будет шестиступенчатая твердотопливная. Вторая мировая война помеешала реализовать этот проект, а получившие в 40-е года развитие жидкостные ракеты, обладающие более гибкими возможностями управления и менее взрывоопасные, окончательно закрыли этот проект.

Ракетно-космический комплекс (РКК) – нееотъемлемая часть космического комплекса, решающая задачи подготовки КА к запускку и запуска КА на целевую орбиту. Для многоспутниковых группировок РКК может не являться неизменным – так, для запуска КА системы Iridium использовались РКК с амерриканскими (Delta), российскими (Протон-К и Рокот) и китайскими (CZ-2C) РН, а для запусков КА системы ГЛОНАСС штатно используются два РКК – на базе РН Протон-К (космодром Байконур) и на базе РН «Союз» (космодром Плесецк).

	СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ
АТ –	азотный тетраоксид;	РБ –	разгонный блок;
ГПО –	геопереходная орбита;	РКК –	ракетно-космический комплекс;
ГСО –	геостационарная орбита;	РКН –	ракета космического назначения;
КА –	космический аппарат;	РН –	ракета-носитель;
КГЧ –	космическая головная часть;	СКО	средняя круговая орбита;
МД –	маршевый двигатель;	СП	стартовая позиция;
МИК –	монтажно-испытательный комплекс;	ССО	солнечно-синхронная орбита;
НДМГ	несимметричный диметилгидразин;	ЦУП	центр управления полётом.
НКО –	низкая круговая орбита;

1

2	дромы Космо

Несмотря на то, что в мире насчитывается достаточно большое количество стартовых площадок для запуска спутников в космос, большинство пусков производится с шести из них: Байконур и Плесецк (Россия), Мыс Канаверал и Вандерберг (США), Куру (Французская Гвиана) и Сичан (Китай). Остальные космодромы либо не уже не используются, либо в год с них производится один-два пуска.

Показательно стремление стран, активно развивающих космическую отрасль (Бразилия, Южная Корея) иметь свой космодром. Однако чаще всего для запуска национальных КА применяются средства выведения и пусковые площадки «ветеранов» космической деятельности – так гораздо дешевле.

Также по этой карте видно стремление ведущих космических держав создавать космодромы как можно ближе к экватору – это связано с тем, что в таком случае увеличивается масса полезного груза, выводимого на ГСО. Так, в 2016 году должен произойти первый пуск РН с нового китайского космодрома Вэньчан на острове Хайнань у южных берегов Китая.

Космодромы. Тр аектории запуска

Как видно из рисунка, большинство запусков КА в мире осуществляется в направлении с запада на восток. Такой выбор траектории заапуска связан с тем, что в этом направлении вращается Земля и, соответственно, ракета, стоящая на стартовой позиции. Поскольку спутник в итоге должен набрать первую космическую скорость не относительно поверхности Земли, а относительно её центра масс, при запуске ракеты на восток вращение Земли даёт некоторую начальную прибавку скорости, позволяющую экономить топливо ракеты-

носителя.

Однако в случае с выведением на солнечно-синхронную орбиту, наклонение которой должно быть больше 90°, запуск КА должен быть осуществлён в направлении с востока на запад, несмотря на то, что такая траектория энергетически невыгодна.

Дополнительным фактором, определяющщим выбор траектории запуска, является необходимость наличия зон отчуждения, то есть нежилых регионов, для падения отработавших ступеней ракет-носителей. Поо этой причине космодромы строят либо на берегу моря, либо в пустынной местности.

3

Ракетно-космический комплекс. Структурноое деление

Ракетно-космический комплекс, как структурра, обеспечивающая выведение КА на орбиту,

делится на три больших блока: ракета космичееского назначения, в составе ракеты-носителя,

космического аппарата (или блока из нескольких КА) под головным обтекателем и разгонного блока (при необходимости), непоссредственно осуществляющая доставку КА в космос; монтажно-испытательный комплекс – здания и сооружения, на базе и с помощью которых осуществляется, сборка, испытанния и предстартовая подготовка ракеты космического назначения; стартовый комплекс – сооружения и механизмы, обеспечивающие работу с ракетой космического назначения на стартовой позиции, старт и контроль телеметрических параметров ракеты космического назначения после старта.

В монтажно-испытательном комплексе выыделяют отдельные технические комплексы ракеты-носителя, КА и разгонного блока, поскольку работы с каждым из этих изделий отличаются по структуре и задействованному оборудованию.

4

Схема доставки и сборки РКН

Основным отличием российской и зарубежной схемы работ на космодроме является положение РКН при сборке с КГЧ: в России сборка производится в горизонтальном положении РКН, за рубежом – в

вертикальном.

Вертикальная сборка проще реализуема, однако требует постройки МИК в виде габаритных башен, что не всегда возможно в условиях суровых климатических условий России.

5

Подготовка космического аппарата к запуску

1.Транспортирование на космодром

2.Внешний осмотр

3.Сборка в МИКе и электроиспытаания

4.Установка на разгонный блок и монтаж космической головной части

5.Транспортировка в составе РКН на СП

6.Работы на стартовой позиции

7.На всех этапах обеспечивается поддержание теплового режима и чистота окружающей среды.

1.После сдачи КА заказчику на заводе-изготовителе (после окончания НЭО) необходимо доставить спутник на космодром. Для этого КА помещают в специальный транспортировочный контейнер и перевозят автомобильным и авиационным транспортом.

2.На космодроме, после прибытия, космический аппарат осматривается на предмет повреждений при транспортировки и проверяются показания датчиков нагрузок, установленных в транспортировочном контейнере – показания не должны превышать расчётные.

3.Если КА транспортировался в разобранном виде (например, солнечные батареи перевозились отдельно), в монтажно-испытательном комплексе производится сборка КА и его функциональные (проверка работоспособности перевозимых отдельно элементов спутника) и электрические (проверка целостности электрических цепей) испытания. В случае транспортировки КА в сборе в МИКе проводятся только электрические испытания.

4.После завершения всех испытаний формируется космическая головная часть. В зависимости от схемы крепления головного обтекателя к РН КГЧ может собираться как отдельно от РН, так и непосредственноа на ракете. При этом в первую очередь производится установка КА на разгонный блок, а после этого осуществляется накатка головного обтекателя. Обтекатель, в зависимости от модификации, может как собираться вокруг блока КА-РБ из двух половин, так и накатываться целиком на блок КА-РБ.

5.Собранная ракета космического назначения транспортируется на стартовую позицию. Для исключения задержки старта сначала производится операция «примерки» РКН – перед заправкой баков ракета устанавливается на пусковую площадку и проверяется готовность технических средств и персонала к работе с ней. Заправка РКН, в зависимости от типа РН, может производится как на стартовой позиции (РН «Союз»), так и на специальной заправочной станции (РН «Протон»).

6.Работы на стартовой позиции включают в себя окончательную проверку правильности сборки РКН, заправку компонентами топлива (при необходимости) и работы по обеспечению теплового режима и чистоты окружающей среды под головным обтекателем.

7.Климатические условия под головн ым обтекателем обеспечиваются за счёт осуществления наддува очищенным тёплым воздухом, в результате чего под головным обтекателем создаётся давление, больше атмосферного давления на стартовой позиции, что препятствует проникновению под головной обтекатель пыли. Для этого в головном обтекателе предусмотрена горловина, к которой подсоединяется гибкий трубопровод.

6

Схема прямого выведения КА на круговую орбиту

1-2 – участок работы двигательной установки 1-й ступени;

2-3 – участок работы двигательной установки 2-й ступени при первом включении;

3-4 – участок работы двигательной установки системы малой тяги;

4-5 – участок работы двигательной установки 2-й ступени при повторном включении.

Выведение КА на низкую круговую орбиту представляет собой совокупность двух основных участков полёта: активный участок – выведение орбитального блока в составе КА и последней ступени РН на баллистическуюю траекторию, и пассивный участок – сама баллистическая траектория, по которой орбитаальный блок движется до достижения высшей точки баллистической траектории, при этом высота этой точки соответствует высоте целевой орбиты. При достижении высоты целевой орбиты последняя ступень РН сообщает КА импульс доразгона, выводящий спутник на круговую орбиту. Последняя ступень РН после выдачи импульса доразгона должна быть споссобна сойти с орбиты и затонуть в океане для предотвращения засорения околоземных орбит неуправляемыми объектами, т.е.

космическим мусором.

7

Схема выведения КА на эллиптическую орбиту

Для выведения КА на эллиптическую орбитуу необходимо выдать импульс в перигее такой орбиты. Если перигей низкий и соответствует высоте опорной орбиты (около 200-250 км), а

также если требуется вывести КА на орбиту с апогеем над полушарием Земли,

противоположным полушарию точки пуска, необходимость использования промежуточной орбиты отсутствует. В случае, когда апогей орббиты необходимо обеспечить над полушарием точки пуска или/и высота перигея больше высоты опорной орбиты, последняя ступень РН должна позволять генерировать дополнительные импульсы: первый (V1), выдаваемой в точке пересечения с линией апсид целевой орбиты, переводит орбитальный блок в составе КА и последней ступени РН на промежуточную орбиту с высотой перигея равной высоте опорной орбиты и высотой апогея равной высоте перигея целевой эллиптической орбиты, а

второй (V2), выдаваемый в апогее переходной орбиты, формирует целевую орбиту.

После выдачи второго импульса КА отделяется от последней ступени РН, которая должна быть переведена на орбиту захоронения либо сведена с орбиты и затоплена в океане.

8

Схема выведения кос мического аппарата на геостациона рную орбиту

Сложность выведения КА на геостационарную орбиту заключается в необходимости одновременно решить две задачи: вывести апппарат на круговую орбиту большой высоты и «обнулить» наклонение орбиты КА.

Эффективность (с точки зрения затрат топлива) импульса на изменение большой полуоси орбиты (изменения высоты апогея/перигея) зависит от точки выдачи этого импульса. Максимальная эффективность достигается в случае, если весь импульс будет выдан именно в точке орбиты. Поскольку в реальных условиях этого достичь невозможно (за единицу времени двигатель может израсходовать конеччное количество топлива), с целью повышения эффективности выведения КА на орбиту, то есть сокращения затрат топлива и соответствующего увеличения массы полезногго груза, импульс по выведению орбитального блока на переходную орбиту (для запуска на ГСО такая орбита называется геопереходной, ГПО) используется многоимпульсная схема, при которой необходимая высота апогея достигается за несколько включений двигатеелей и, соответственно, полёт орбитального блока происходит по траектории, включающей в себя последовательность орбит с постепенно возрастающим апогеем.

Данная иллюстрация из официального руководства пользователя РН «Протон-М» содержит в себе ошибку: орбита, на которой прроизводится 3-е включение МД РБ (маршевого двигателя разгонного блока) по законам баллистики должна проходить через точку 2-го включения МД РБ.

По достижении орбитальным блоком высоты 36000 км (апогея ГПО) разгонный блок (или апогейный двигатель КА, если спутник оборуудован собственным реактивным двигателем довыведения) выдаёт импульс для увеличения перигея ГПО до 36000 км (т.е. для перевода КА на круговую орбиту) с одновременным изменением наклонения орбиты до нуля.

9

Выбор космодрома

экватор

Выбор космодрома для запуска КА обусловлен, в первую очередь, целевой орбитой

спутника. Поскольку объекты в космосе движжутся по орбитам относительно центра масс

Земли, стоящую на стартовой позиции ракету можно представить как движущуюся по орбите

с радиусом, равным радиусу Земли и наклонением, равным географической широте φ стартовой позиции.

Наклонение итоговой орбиты КА можно увеличить, запустив РКН по азимуту (углу между направлением на полюс Земли и направлением запуска ракеты) от 0° до 90° – при этом при азимуте 0° наклонение будет максимальнымм (90°), а при азимуте 90° – равно широте стартовой позиции. Запуск РКН с азимутом от 90° до 180° приведёт к тому, что восходящий участок орбиты (а наклонение орбиты отсчитывается между восходящим участком орбиты и экватором Земли) будет иметь значение накллонения между широтой стартовой позиции и 90°, но находиться над противоположным стартовой позиции полушарии Земли.

Для запуска КА на солнечно-синхронную орбиту значение азимута запуска РКН должно находиться в пределах от 180° до 360°.

Чтобы вывести КА на орбиту с наклонением меньше широты стартовой позиции, наклонение орбиты необходимо изменять послле того, как спутник будет выведен на опорную орбиту, при этом точка импульса будет являться узловой точкой орбиты (точкой пересечения орбиты с плоскостью экватора), а требуемая величина импульса (и, соответственно, масса топлива для выдачи этого импульса) окажется тем больше, чем больше разница между наклонением целеввой орбиты и широтой стартовой позиции. Поэтому для запуска КА на ГСО используютсся космодромы, расположенные максимально ближе к экватору. Непосредственно на экваторе расположен только один космодром – «Морской старт».

10