CC BY
36УДК 629.78
ПРОЕКТНО-БАЛЛИСТИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ДЛЯ СБОРА КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ НА БАЗЕ ПЛАТФОРМЫ «ЭКСПРЕСС-2000»
С. А. Ишков, П. В. Фадеенков*, Г. А. Филиппов
Самарский национальный исследовательский университет имени академика С. П. Королева Российская Федерация, 443086, г. Самара, ул. Московское шоссе, 34 *E-mail: fadeenkov@ssau.ru
Рассматривается возможность применения модернизированной платформы «Экспресс-2000» для задачи утилизации космического мусора на геостационарной орбите.
Ключевые слова: платформа «Экспресс-2000», модернизация, космический мусор, геостационарная орбита.
BALLISTIC ANALYZE OF SPACECRAFT FOR SPACE DEBRIS DISPOSAL AT GEOSTATIONARY
ORBIT AT BASE OF PLATFORM "EXPRESS-2000"
S. F. Ishkov, P. V. Fadeenkov*, G. A. Filippov
Samara National Research University 34, Moskovskoye shosse, Samara, 443086, Russian Federation E-mail: fadeenkov@ssau.ru
This article consider a possibility of modernize platform "Express-2000" applying for space debris disposal at geostationary orbit.
Keywords: platform "Express-2000", modernization, space debris, geostationary orbit.
Введение. Рассматривается задача оценки возможности применения существующих транспортных систем космических аппаратов (КА) на базе электроракетных двигателей (ЭРД) малой тяги для транспортировки крупногабаритных фрагментов космического мусора (ФКМ) с геостационарной орбиты (ГСО) на орбиту захоронения. Для решения поставленной задачи предлагается использовать комбинированную транспортную систему, которая включает в себя разгонный блок на импульсном химическом двигателе и космический аппарат - сборщик мусора (КАСМ) с ЭРД малой тяги. В качестве платформы для формирования проектного облика КАСМ предлагается использовать КА «Экспресс-2000», в качестве ракеты-носителя - РН «Союз-2.1 б».
Предлагается следующая баллистическая схема перелёта:
1 РН выводит на опорную орбиту КАСМ и разгонный блок с ЖРД;
2 Разгонный блок переводит КАСМ на заданную эллиптическую орбиту и отделяется от него;
3 КАСМ с использованием ЭРД малой тяги переходит в окрестность первого ФКМ на ГСО.
4 КАСМ совершает операцию по сближению с данным ФКМ, его фиксации с КАСМ, переводит на орбиту захоронения и возвращается на ГСО к следующему ФКМ;
5 Челночные операции продолжаются до полной выработки рабочего тела КАСМ или выработки его полного ресурса.
Таким образом, поставленная задача будет решаться в два этапа. На первом этапе оптимизируется
комбинированная схема перелёта на ГСО, на втором -анализируются возможности КАСМ по утилизации ФКМ на орбите захоронения.
Задача анализа возможности утилизации нескольких ФКМ на ГСО будет заключаться в расчёте количества циклов челночных операций второго этапа п и анализу общего времени миссии. Условием успешного выполнения миссии будет:
где пзад - заданное количество утилизированных ФКМ; 7расп - общий допустимый ресурс системы.
Рассмотрим в качестве примера расчёт параметров системы для РН «Союз-2.1б» и РБ «Фрегат». В качестве прототипа системы воспользуемся платформой «Экспресс-2000» с электроракетной двигательной установкой.
За счёт импульса тяги химического двигателя РБ «Фрегат» может быть переведён на эллиптическую орбиту с параметрами - большая полуось 16500 км и эксцентриситетом 0,6.
Далее решается краевая задача о перелёте с эллиптической орбиты на ГСО. Результаты решения данной задачи следующие: затраты характеристической скорости 4,6 км/с, затраты рабочего тела 850 кг.
Продолжительность перелёта определяется количеством ЭРД. Так, если использовать штатные двигатели платформы (4 СПД-100), то время перелёта составит 484 дня. Чтобы сократить время перелёта и повысить манёвренные возможности КАСМ, предлагается увеличить количество ЭРД, используя систему
Проектирование и производство летательных аппаратов, космические исследования и проекты
электропитания полезной нагрузки - можно увеличить количество двигателей до 12, тягу до 0,996 Н, а время перелёта составит 157 суток. Таким образом, чтобы обеспечить перелёт КАСМ на ГСО потребуется установить дополнительные баки с рабочим телом и ЭРД общей массой около 950 кг.
Зависимости радиусов перигея Я%, апогея Яа, наклонения I и программы управления [1] от затрат характеристической скорости Ух приведены на рис. 1, 2.
Оптимальная траектория содержит два характерных участка: первый - почти одинаковое увеличение радиусов апогея и перигея; второй - уменьшение радиуса апогея и увеличение радиуса перигея. Наклонение меняется почти по линейной зависимости.
После того как КАСМ выведен на ГСО, он совершает челночные операции по утилизации ФКМ: КАСМ сближается с ФКМ, стыкуется с ним и переводит его на «орбиту захоронения» (первый этап), возвращается на ГСО к следующему ФКМ (второй этап).
Задача построения программ управления перелётом между ГСО и «орбитой захоронения» рассматривается в относительной системе координат, начало которой расположено в некоторой точке ГСО [2],
а положение КАСМ задаётся вековыми и периодическими отклонениями. Примем, что ФКМ расположены на ГСО на равном расстоянии друг от друга в один градус или 736 км.
Ранее были рассмотрены программы управления сближением на ГСО с малой трансверсальной тягой [2]. Для упрощения расчётов принята структура управления, состоящая из трёх участков.
Первый и третий участки являются активными, а второй - пассивным. Параметрами программы управления являются продолжительности участков. Введение пассивных участков позволит уменьшить затраты характеристической скорости и одновременно управлять всеми плоскостными параметрами орбиты.
Проведённый расчёт показал, что наименьшие затраты характеристической скорости достигаются, если на первом этапе применить программу управления с одинаковыми знаками ускорения от тяги на активных участках. На втором этапе знаки ускорения от тяги на активных участках разные.
Таким образом, траектория увода ФКМ с ГСО и перелёта КАСМ к следующему фрагменту ФКМ состоит из шести участков - четыре активных и два пассивных (рис. 3).
160 140 120 100 80 60 40 20 О
т
ч
Рис. 1. Зависимости радиусов перигея ЯП, апогея Яа, наклонения I от затрат характеристической скорости Ух
0 1 2 3 4 5
Затраты характеристической скорое™, кч/с
Рис. 2. Зависимости углов отклонения тяги в окрестности перигея и апогея ¥а от затрат характеристической скорости Ух
оио- Орбита захоронена
/Г ■- -^
4011200-
200 400
-8000 -6000 -4000 -2000
Смещение вдоль орбиты, км Рис. 3. Траектория движения КАСМ на одной челночной операции
На рис. 3 синим и красным цветом обозначены активные участки, а чёрным пассивные. Такой манёвр можно осуществить за 4,47 суток, затратив около 16,9 кг рабочего тела.
Таким образом, с ГСО можно убрать приблизительно 18 неработающих спутников за 0,7 лет работы КАСМ, в том числе, затратив около полугода на выведение КАСМ на ГСО.
Проектно-баллистический анализ показал, что возможно создание КАСМ на базе платформы «Экс-пресс-2000» с незначительными доработками.
Библиографические ссылки
1. Фадеенков П. В., Ишков С. А. Оптимальная программа управления малой непрерывной тягой при перелёте между некомпланарными эллиптической и геостационарной орбитами // Вестник Самар. гос. аэ-рокосмич. ун-та им. акад. С. П. Королева. 2011. № 1. С. 38-43.
2. Ishkov S. A., Filippov G. A., Khramov A. A. Autonomous Control Program for Special Spacecraft Debris Collector Rendezvous Transfer with Fragment of Space Debris with Low-thrust // Procedia Engineering. 2017. Vol. 185. P. 388-395.
References
1. Fadeenkov P. V., Ishkov S. A. Optimal program of controlling continuous low thrust in the flight between noncoplanar elliptical and geostationary orbits // Vestnik of the Samara National Research University named after academician S. P. Koroliov (national research university). 2011. No 1. P. 38-43.
2. Ishkov S. A., Filippov G. A., Khramov A. A. Khramov Autonomous Control Program for Special Spacecraft Debris Collector Rendezvous Transfer with Fragment of Space Debris with Low-thrust // Procedia Engineering. 2017. Vol. 185. P. 388-395.
© Ишков С. А., Фадеенков П. В., Филиппов Г. А., 2018
