Метод проектирования электроракетных модулей орбитального перелета и управления орбитальным построением систем спутников

Электроракетные модули становятся привычным атрибутом геостационарных искусственных спутников Земли (ИСЗ), ракетных систем точного поддержания параметров орбиты, они внедряются в качестве последних ступеней носителей.

Их основные достоинствавысокий удельный импульс (16 000.25000 Н*с/кг), соответственномалый расход рабочего тела, а также низкое значение единичного импульса в циклах управления обеспечивают их решающее преимущество в операциях выведения и управления спутниками.

В «Проекте государственной космической программы Российской Федерации» [40], долгосрочном макропроектировании тяжелых геостационарных систем со временем выведения порядка нескольких месяцев электроракетные модули играют определяющую роль [3]. Аналогичные тенденции прослеживаются в перспективных разработках NASA, ЕКА [3], программе создания Международной космической станции.

Высокое энергопотребление электроракетных систем (180−200 Вт на грамм тяги) становится не столь существенным, если установки интегрированы с бортовым комплексом спутников при реальной тенденции перспективного роста их энерговооруженности и относительно малом времени маневрирования после выведения на рабочую орбиту.

Актуальность тематики диссертации в связи с указанными соображениями становится совершенно очевидной. США, Англия, Франция, производя собственные электроракетные двигатели (ЭРД), приобретают российские образцы, создают совместные предприятия с правами их тиражирования, проводят ресурсные испытания с циклами в 8000. 10 000 часов наработки.

Диссертационная работа, обобщая материалы по наиболее развитому направлению ЭРДстационарным плазменным двигателям (СПД), решает комплексную методическую задачу проектирования автономных и встроенных ракетных модулей по интегральным критериям: «массаэнергопотреблениенадежность» применительно к типовым траекторным операциям выведения, построения орбитальной структуры системы спутников, поддержания точности параметров орбит.

В отличие от чисто баллистических разработок по системам малой тяги рассматривается комплексная задача формирования летательного аппарата и 3 космической системы как единого целого, начиная от орбитального построения в случае полиспутникового «созвездия», обеспечения точности «точки висения» геостационарного ИСЗ, операций выведения и поддержания рабочих орбит. Задача методически дополняется разработкой сопутствующих системэнергообеспечения, ориентации, обеспечения теплового режима, оригинальной проблематикой формирования конструктивных модулей баковой системы нестандартного рабочего тела СПД (ксенон, криптон).

Единство задачи, обобщающие критерии позволяют выявить преимущества и недостатки несомненно перспективных ЭРДсистем, как автономных энергодвигательных модулей (доразгонных ступеней тяжелых баллистических ракетносителей, повышающих полезную нагрузку высокоэнергетических операций на десятки процентов), так и малых служебных установок (коррекции орбиты, ориентации относительно центра масс), встроенных в структуру ИСЗ.

В прикладных разделах формируются конструктивные характеристики реальных систем (типа ракеты-носители (РН) «Великий поход», геостационарных операций, обеспечения точности «висения» спутников в соответствии с международными нормами).

Научная новизна заключается в формировании обобщающих критериев, разработке системы математических моделей, позволяющих провести декомпозицию общей проектной задачи (баллистический анализ, выбор энергомассовых характеристик ЭРДустановки и спутника в целом), и затем осуществить синтез бортового комплекса искусственного спутника Земли с учетом требований по интегральной надежности комплекса.

Разработана и алгоритмизирована итерационная процедура последовательного уточнения многообразия проектных параметров каждого этапа и всех составных элементов системы.

Практическая значимость работы определяется циклом рекомендаций по перспективным разработкам электроракетных установок на базе СПД, выбору рабочих режимов (удельная тяга, тяга, энергообеспечение) по этапам выведения и орбитального функционированияоценкой перспективных возможностей существующих классов носителей в плане модернизации их последних ступеней с целью повышения полезной нагрузки на высокоэнергетических орбитах- 6 созданием работоспособных программных комплексов, автоматизирующих проектные операции поиска рациональных конструкторских решений.

Содержание работы.

Диссертационная работа включает шесть глав. В первой «Обзор разработок космических систем, применяющих ЭРД» представлены свойства системы космических аппаратов (КА) с ЭРД. Представлена классификация ЭРД их основные технические характеристики и области применения. Приведена история применения ЭРД на КА.

Во второй главепостановка задачи, структура системы проектирования орбитальных модулей, показаны варианты и пути проектирования КА с ЭРДУ. Сформулирован интегральный критерий эффективности для проектирования орбитального модуля. Представлена декомпозиция проектной задачи на уровнях орбитального комплекса КА с ЭРДУ, орбитального модуля и его подсистем. Разработана блок-схема алгоритма выбора проектногорешения орбитального модуля для выполнения единичной транспортной операции, довыведения КА в рабочую точку орбиты, удержания «точки стояния» в заданных границах за ресурсный период, коррекции орбиты низколетящих ИСЗ и удержания их относительного положения в группировке.

В третей главе проведен проектно-баллистический анализ возможностей использования орбитального модуля для выполнения типовых траекторных задач. Методически разработан алгоритм решения задачи баллистического построения и поддержания полиспутниковой системы с произвольной орбитой. Анализируется зависимость энергомассовых затрат при выполнении приведенных операций от времени их выполнения, связь между затратами характеристической скорости и точностью удержания точки стояния КА на геостационарной орбите (ГСО). Используется итерационная процедура последовательного уточнения проектных параметров.

Применительно к задаче баллистического построения системы дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), состоящий из серии взаимодействующих ИСЗ, рассматривается зависимость затрат характеристической скорости для коррекции орбиты и удержания их относительного взаимного углового положения на орбите от точности удержания, закона управления и ряда возмущающих факторов (разброса импульса исполнительных органов, солнечной активности и т. д). 7.

Четвертая глава посвящена энергобаллистическим принципам построения системы орбитальных модулей с ЭРД. На основе статистических данных анализируется связь между параметрами работы ЭРД (мощностью, анодным напряжением, массовым расходом рабочего тела и тягой). Представлены рациональные режимы работы ЭРД для выполнения приведенных типовых задач. Рассматривается особенность рабочего тела для СПД ксенона, определяется оптимальное давление газообразного ксенона в баке.

Пятая глававероятностный анализ эффективности орбитального модуля и его бортового комплекса. Рассматривается соотношение проектной надежности элементов системы ракетных модулей с СПД, уровня резервирования двигателей в связи с достигнутой наработкой реальных единичных двигателей и потребным уровнем надежности системы, определяемым техническим заданием. Анализируется зависимость «эффективность-масса» для систем двигательной установки, терморегулирования, энергетической установки и КА в целом.

В шестой главе на основе разработанной методологии рассматриваются прикладные задачи. Анализируется возможность применения электроракетных модулей в качестве верхней ступеней РН серии «Великий поход» (ЬМ-ЗА, ЬМ-ЗВ, ЬМ-ЗС) для повышения полезной (массовой) отдачи. Определяется соотношение энергомассовых затрат на различных этапах полета (орбитальный перелет, точное выведение в рабочую точку, ее удержание в течение ресурсного цикла) и рациональные режимы работы СПД-установки. Показывается эффективность применения СПД для выполнения приведенных операций. Приводятся обобщенные характеристики электроракетных модулей для РН серии «Великий поход» и компоновочная схема.

Рассматривается задача баллистического построения системы ДЗЗ, состоящей из серий ИСЗ с высотой орбиты 600 км (характерно для исследования влияния атмосферы на движение низколетящих КА), для решения целевых задач с заданными требованиями по периодичности наблюдения, разрешению на местности и перекрытию полосы обзора. Определяются энергомассовые затраты для удержания параметров орбиты.

В выводах:

• перечисляются методические принципы проектирования орбитального модуля на базе ЭРД- 8.

• представлена научная и практическая значимость диссертации с теоретической и методической точки зрения;

• дается оценка значимости полученных результатов расчета для проектно-конструкторской практики. Показываются преимущества использования и пути совершенствования модулей ЭРД при выполнении типовых аэрокосмических задач.

Публикации по теме диссертации [22] [23] [24] [45] [46].

1) Ли Фэн, Кульков М. В., Егоров Ю. Г., Вышедкевич И. У. Овчаренко Н.Р.

Разгонный блок с ЭРД для доставки полезных грузов на ГСО. XXIII научные чтения по космонавтике. М.: Война и мир, 1999. 145 с.

2) Ли Фэн, Овчаренко Н. Р., Кульков М. В. Проектный анализ космической транспортной системы на базе разгонных блоков с ЭРД. XXIV академические чтения по космонавтике. М.: Война и мир, 2000. 205 с.

3) Ли Фэн Метод проектирования орбитальных модулей доразгона и управления орбитальным построением спутников на базе ЭРД. Современные проблемы аэрокосмической науки и техники. Издательский отдел Совета молодых ученых и специалистов ЦАЩ 2000. 593 с.

4) Ли Фэн, Малышев Г. В., Обухов В. А., Кульков В. М. Электрореактивные орбитальные модули-средства повышения эффективности геостационарных транспортных операций. Полет. М.: Машиностроение, 2000. (в печати).

5) Ли Фэн, Малышев Г. В., Кульков В. М. Электроракетные модули в системах орбитального перелета и управления построением систем спутников. XXV академические чтения по космонавтике им. С. П. Королева. 2001. (в печати). представляют центральные звенья работы:

• методические принципы проектирования орбитального модуля, управления орбитальным построением и удержания точек стояния на орбите КА на базе ЭРД;

• взаимосвязь трехэтапного анализа проектирования (баллистический анализ, параметрическое исследование характеристик энергодвигательного модуля, синтез бортовых систем КА).

• проектно-конструкторские рекомендации при использовании орбитального модуля для выполнения типовых задач. 9.

ВЫВОДЫ.

Разработан метод проектирования ракетных модулей, управления орбитальным построением и удержания точек стояния на орбите искусственных спутников на базе электроракетных двигателей, включающий:

— формирование интегрального критерия эффективности;

— единый алгоритм трехэтапного анализа и синтеза электроракетного модуля (баллистический анализ, параметрическое исследование характеристик энергодвигательной установки, синтез бортовых систем спутника заданного уровня надежности).

Разработаны прикладные методы баллистического проектирования применительно к типовым задачам применения ЭРДУ для оценки энергомассовых потребностей системы:

— на последней ступени тяжелых ракет-носителей при геостационарных операциях;

— в целях поддержания стабильных орбитальных характеристик в течение ресурсного периода единичных аппаратов;

— в целях поддержания орбитального построения полисистем спутников. Представлены общие рекомендации по формированию траекторий в связи с функциональными потребностями космических систем, точности систем навигации и разброса параметров внешних условий.

Разработан алгоритм и математическое обеспечение решения многоуровневой проектной задачи проектирования автономного ракетного модуля на базе СПД и встроенного модуля в бортовом комплексе спутника, рассчитанные на разработку оригинальных систем и модернизацию существующих. В прикладной части диссертации показаны: преимущества применения ЭРДракетных модулей в качестве верхних ступеней современных носителей (в частности, для системы «Великий поход» ЬМ-ЗА, ЬМ-ЗВ, ЬМ-ЗС), позволяющие за счет увеличения продолжительности активного участка полета поднять общую полезную нагрузку на 40.60% по сравнению с ЖРДсистемами, что соответствует многократному повышению целевой нагрузки спутниковретрансляторов (приборных и антенных систем, непосредственно выполняющих задачу);

203 к преимущества ЭРДмодулей перед другими реактивными системами (ЖРД, газовыми) в операциях обеспечения точности рабочих параметров орбит.

Показано, что ЭРД целесообразны для высокоточного удержания параметров орбиты КА:

— точки стояния геостационарных ИСЗ («Восток-Запад» и «Север-Юг») в пределах 0.1°;

— относительного углового положения полиспутниковой системы высотой ниже 600. 700 км в границах не выше 0.6°- преимущества применения СПД в задачах управления в связи с малой размерностью единичного импульса, особенности их режимов на этапах межорбитального перелета и обеспечения точностных параметров орбиты;

— к соотношения между характеристическими скоростями этапов функционирования геостационарных систем и их связь с потребными точностями выведения и поддержания орбитальных характеристик. Показано, что при использовании СПД для выполнения приведенных задач, затраты характеристической скорости на выведение КА с промежуточной орбиты на ГСО составляют 80.85% общих затрат характеристической скорости, на довыведение КА до рабочей точки на орбите -2.4%, на удержание точки стояния КА на ГСО в заданных точностных и временных границах за -10. 14%- рациональные диапазоны анодного напряжения СПД для выполнения типовых задач при фиксированной мощности:

— выведение 250. .300 В;

— перевод в точку стояния на орбите 350. .450 В;

— удержание точки стояния за ресурсный цикл 400.450 Всоотношения проектной надежности элементов системы ракетных модулей с СПД, уровни модульного резервирования двигателей в связи с уровнем надежности на систему в техническом задании и ресурсом эксплуатации. Повышение резервной массы на 12% (от общей массы, выводимой с помощью орбитального модуля на ГСО) дает возможность поднять надежность КА до 0.96.