Есть конспект?
Пришлите нам!

Разработан новый способ быстрого выведения нескольких спутников на некомпланарные орбиты с использованием сильно эксцентрических орбит...


Во французском конструкторском бюро моторной авиации и космонавтики "СНЕКМА" был разработан способ быстрого и одновременного выведения нескольких спутников на не являющиеся компланарными орбиты. Метод направлен на повышение экономичности группового выведения спутников на некомпланарные орбиты.

Одновременные запуски двух или нескольких спутников одним носителем обычно обеспечивают выведение этих спутников на копланарные орбиты с близкими значениями эксцентриситета.

В некоторых случаях, например в случае второго запуска Н2, осуществляют повторное включение двигателя последней ступени носителя для того, чтобы вывести второй спутник на некоторую промежуточную геостационарную орбиту после выведения первого спутника, до повторного включения последней ступени носителя, на низкую круговую орбиту. В этом случае, однако, орбиты двух спутников, размещенных на одном и том же носителе, остаются практически копланарными.

В то же время существует важное требование, которое заключается в необходимости выведения различных спутников на не являющиеся копланарными орбиты, в частности требование выведения первого спутника на низкую наклонную круговую орбиту, в предпочтительном варианте полярную, и выведения второго спутника на геостационарную орбиту или же требование выведения нескольких спутников на орбиты с сильно отличающимися величинами наклонения (например, на орбиты с наклонениями 0o, 55o и 65o).

На практике же такие динамические задачи никогда не рассматривались, поскольку изменения наклонения низкой орбиты, обеспечиваемые классическими способами, оказываются весьма дорогостоящими. Так, например, приращение скорости, необходимое для перехода с полярной гелиосинхронной орбиты на низкую экваториальную круговую орбиту, составляет 11 км/с, то есть имеет такую величину, которой достаточно для запуска с поверхности Земли космического аппарата на лунную орбиту.

При решении задачи выведения на орбиту единственного спутника уже были использованы законы небесной механики, в соответствии с которыми приращение скорости, которое требуется сообщить спутнику для изменения наклонения его орбиты, уменьшается в тем большей степени, чем большую величину апогея имеет данная промежуточная орбита.

Эта особенность использована, в частности, на ракете-носителе ПРОТОН для выведения на геостационарную орбиту одного спутника: этот спутник выводится на суперсинхронную орбиту и коррекция наклонения этой орбиты (примерно 50o) осуществляется в апогее (имеющем высоту от 50000 км до 90000 км), что позволяет оптимизировать необходимую для данного маневра величину полного приращения скорости. В этом случае величина требуемого приращения скорости уменьшается на несколько сотен метров в секунду.

Это приращение скорости также оказывается тем меньшим, чем больше эксцентриситет промежуточной орбиты. С другой стороны, увеличение апогея орбиты до величин более 36000 км не требует значительного приращения скорости.

Для осуществления изменения наклонения орбиты спутника может быть использована помощь лунного притяжения. Однако использование этой гравитационной реакции удлиняет маневр, продолжительность которого в этом случае составляет от 7 до 28 суток. Тем не менее, существуют случаи, когда оказывается желательным воспользоваться более коротким временем перехода, вследствие чего предпочтительно, чтобы упомянутое приращение скорости было получено не в результате гравитационного воздействия луны, а было реализовано с использованием фазы реактивной тяги.

Предложенный "СНЕКМА" метод состоит в том, чтобы обеспечить возможность достаточно экономичным образом запускать несколько спутников, предназначенных для выведения на не являющиеся компланарными орбиты.

Иными словами, задача состоит в том, чтобы существенным образом уменьшить количество энергии, используемое системами создания реактивной тяги, расположенными на спутниках, для их выведения на заданные орбиты при том, чтобы эти спутники не были выведены на промежуточную орбиту, близкую к их конечным орбитам, непосредственно носителем, на котором эти спутники были установлены, и без использования воздействия лунного притяжения.

Поставленные задачи решаются при помощи способа одновременного запуска нескольких спутников на не являющиеся копланарными орбиты, в соответствии с которым размещают первый спутник на носителе, адаптированном для практически непосредственного выведения этого первого спутника на первую конечную орбиту, имеющую первые орбитальные параметры: первую величину эксцентриситета, первую величину наклонения и первую величину апогея. На этом носителе размещают второй спутник, предназначенный для выведения на вторую конечную орбиту, имеющую вторые орбитальные параметры, а именно: вторую величину эксцентриситета, вторую величину наклонения и вторую величину апогея, которые существенно отличаются от соответствующих величин первых орбитальных параметров, обеспечиваемых носителем и сообщаемых первому спутнику, выводимому в космос одновременно с вторым спутником.

Отличие нового способа состоит в том, что для выведения на заданную конечную орбиту второго спутника осуществляют в процессе первого орбитального маневра перевод второго спутника на сильно эллиптическую орбиту ожидания, апогей которой обычно имеет величину от 50000 км до 400000 км и большая полуось которой располагается в исходной орбитальной плоскости, в процессе второго орбитального маневра осуществляют (находясь в непосредственной близости от апогея орбиты ожидания) изменение наклонения орбиты ожидания и изменение ее перигея для того, чтобы вывести второй спутник на промежуточную орбиту. Затем осуществляют третий орбитальный маневр на участке траектории промежуточной орбиты, после чего осуществляют четвертый орбитальный маневр, содержащий минимум один этап, использующий торможение в верхних слоях атмосферы в окрестности перигея промежуточной орбиты таким образом, чтобы уменьшить высоту апогея промежуточной орбиты. После осуществляют пятый орбитальный маневр, в процессе которого второму спутнику в апогее его промежуточной орбиты сообщается импульс количества движения таким образом, чтобы увеличить высоту перигея его орбиты и перевести промежуточную орбиту во вторую конечную орбиту, представляющую собой низкую наклонную орбиту.

Период ТА орбиты ожидания рассчитывается таким образом, чтобы апогей этой орбиты ожидания находился в зоне прямой видимости одной из наземных станций слежения, а второй орбитальный маневр выполняется в непосредственной близости от апогея этой орбиты ожидания под управлением наземной станции слежения.

Третий орбитальный маневр коррекции маршевого участка траектории промежуточной орбиты позволяет разместить высоту перигея промежуточной орбиты на уровне от 80 км до 140 км.

В четвертом орбитальном маневре, содержащем по меньшей мере один этап, использующий торможение спутника в верхних слоях атмосферы, используют контроль пространственного положения второго спутника таким образом, чтобы ось его торможения в верхних слоях атмосферы располагалась практически на одной линии с вектором его скорости.

Четвертый орбитальный маневр содержит совокупность этапов, использующих торможение спутника в верхних слоях атмосферы таким образом, чтобы на каждом из этапов уменьшать высоту апогея промежуточной орбиты.


Dr.BoT© Konspektiruem.ru