DESIGN OF A LOW THRAST PROPULSION SYSTEM AND THE TRAJECTORIES OF SPASECRAFT TO THE CENTRE OF THE SOLAR SYSTEM

Texto integral

Введение. В статье [1] были приведены описания трёх вариантов конструкции космического аппарата (КА), оснащенного двигательными установками (ДУ): один вариант с химической ДУ и два варианта комби- нированных систем с электроракетной ДУ на базе RIT-22 и СПД-140Д. На этапе эскизного проектиро- вания для этих вариантов были разработаны схемы полёта, позволяющие доставить КА за время активно- го существования на гелиоцентрическую орбиту с радиусом перигелия 60-70 радиусов Солнца и накло- нением 250-300 к плоскости эклиптики. Для рабочего проектирования был принят вариант КА с комбини- рованной ДУ (с использованием однокомпонентных химических и электроракетных двигателей производ- ства ОКБ «Факел»), который позволяет достичь за- данных параметров орбиты Солнца и выполнить на- учную программу в течение заданного срока активно- го существования КА. В процессе работы над проектом выявилась необ- ходимость в решении задач, связанных главным обра- зом с появлением в составе космического комплекса двух КА с соответствующим набором служебных сис- тем. Один из пунктов сформированных исходных данных для разработки соответствующего комплекса предусматривает рассмотрение возможности исполь- зования в двигательной установке двухкомпонентных жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРД МТ), при этом двухкомпонентная ДУ должна обеспе- чивать не только стабилизацию и ориентацию КА, но и проведение коррекций его траектории. Тем не ме- нее, сохраняются условия, что КА должен сблизиться с Солнцем до расстояний в 60-80 солнечных радиусов и постепенно наклонять плоскость своей орбиты к плоскости эклиптики, что позволит реализовать но- вые наблюдения и измерения, необходимые для ре- шения научных задач и достижения основных целей миссии [2; 3]. Проект должен был быть разработан, исходя из запуска КА с космодрома Байконур с помощью раке- ты-носителя (РН) «Союз-2» с разгонным блоком (РБ) «Фрегат» [4]. Однако в связи со значительным увели- чением начальной массы КА, как в варианте с комби- нированной ДУ, так и в варианте с ЖРД МТ, необхо- димо использовать средство выведения более тяжёло- го класса. Поэтому в настоящий момент дополни- тельно рассматриваются варианты выведения с по- мощью РН «Ангара-А5» с РБ «ДМ» с космодрома Восточный и РН «Союз-5» («Сумкар») с РБ «Фрегат- СБУ» [5] с космодрома Байконур. Срок активного существования (САС) аппарата должен превышать семь лет, за который должно быть достигнуто накло- нение более 25°. Предлагаемая конструкция ДУ КА. Для реали- зации поставленных задач предлагается конструкция ДУ, представленная на рис. 1. При разработке ДУ предполагается использование двухкомпонентных ЖРД МТ, производства НИИМаш (г. Нижняя Салда), которые соответствуют заданным параметрам. Конструктивно ДУ представляет собой термоста- билизированную панель (ТСП), на которой посредст- вом кронштейнов и проставок размещена основная часть её составляющих: топливные баки, баллоны высокого давления, пироклапаны, клапаны электри- ческие и предохранительный, датчики давления и температуры, трубопроводы и СОТР. Несущей конст- рукцией для монтажа ТСП, панели агрегатов (на ко- торой размещены редуктор, заправочные и провероч- ные клапаны) и четырех пилонов двигательных бло- ков на КА служит восьмигранный рамный корпус, обшитый сотопанелями. На каждом пилоне закреплен блок двигателей малой тяги, состоящий из кронштей- на, на котором устанавливаются по три двигателя ма- лой тяги: два двигателя стабилизации 17Д58ЭФ и один двигатель 11Д457Ф, выполняющий роль коррек- тирующего. Кронштейн имеет посадочное место для крепления к пилону и обеспечивает необходимую ориентацию двигателей относительно осей КА. Подобная система установки двигателей применяется на платформе «Навигатор» [6; 7]. Топливные баки имеют объем внутренней полости 195,4 литра каждый: один бак для хранения горючего - несимметричного диметилгидразина и один бак для окислителя - амилина. Бак состоит из цилиндриче- ской обечайки, к которой с двух сторон приварены полусферы. Каждый топливный бак устанавливается на ТСП через специальное бандажное кольцо таким образом, что верхняя и нижняя полусферы топливно- го бака оказываются по разные стороны ТСП. На баке крепятся нагреватели и датчики температуры. На по- верхность, обращённую в космическое пространство, установлена противометеорная защита. В материалах проекта рассматриваются два вари- анта конструкции топливного бака: - с металлической разделительной диафрагмой, разделяющей бак на топливную и наддувную полости; - с внутрибаковым устройством капиллярного типа (ВБУ КТ). Металлическая диафрагма является более отрабо- танным конструктивным вариантом среди вытесни- тельных устройств подачи компонентов ракетного топлива относительно ВБУ КТ. Подтверждение со- хранения работоспособности диафрагмы в течение семи лет в условиях работы КА на околосолнечной орбите при термоциклировании и тепловом расшире- нии компонентов топлива (КТ) является довольно трудоемким и технически сложным процессом с большим количеством допущений. Конструкция бака с ВБУ КТ не имеет подвижных механических частей и обеспечивает подачу КТ в топливные маги- страли без газовых включений. В конструкции предла- гаемого топливного бака с ВБУ КТ частично использо- ваны материалы, изложенные в заявке на изобретение № 2016137327 «Топливный бак и его заборное устрой- ство». В состав ВБУ КТ входят фазоразделительное уст- ройство и элементы локализации КТ вблизи заборной поверхности. Для повышения эффективности работы ВБУ КТ большая часть его элементов и узлов выполне- на из капиллярно-пористых сетчатых материалов. Выбор одного из вариантов исполнения топливно- го бака в определенной и незначительной мере влияет на массовую сводку и состав пневмогидравлической схемы ДУ. Схемы полёта КА. Полет во внутреннюю часть Солнечной планетной системы с приближением к Солнцу на расстояние 60-70 его радиусов (до 40-50 млн км) требует очень больших энергетиче- ских затрат. Для прямого полета от Земли в эту об- ласть требуется разогнать КА до асимптотической скорости примерно 10,5 км/с, в то время как для поле- та к Марсу или Венере достаточно 3 км/с, а к Юпите- ру - 6 км/с [8]. Поэтому для реализации проекта «Интергелио- зонд» предложена длительная схема полета с грави- тационными маневрами (ГМ) в сфере действия Земли, а также с многократными гравманеврами в сфере дей- ствия Венеры [9-12]. Схема полёта КА включает следующие основные этапы: 1) выведение КА на отлетную от Земли траекто- рию, завершающееся отделением КА; 2) перелет КА по гелиоцентрической траектории с четырьмя ГМ по маршруту «Венера - Земля - Земля - Венера»; 3) последовательность пассивных гравитацион- ных маневров у Венеры с выходом после каждого из них на гелиоцентрические орбиты с уменьшен- ным радиусом перигелия или увеличенным накло- нением [13]. Второй участок полета от старта до ГМ4 у Венеры, на котором орбита КА практически не выходит из плоскости эклиптики, именуется эклиптическим. Он предназначен для формирования гелиоцентрической траектории, позволяющей после гравманевра у Земли подлететь к Венере с величиной асимптотической скорости, достаточной для последующего формиро- вания рабочей орбиты с малым радиусом перигелия (60-80 радиусов Солнца) или со сравнительно высо- ким наклонением к плоскости эклиптики. ДУ КА имеет малый запас энергетики и использу- ется только для коррекции траектории и, при возмож- ности, для решения задач управления ориентацией (разгрузки кинетического момента управляющих ма- ховиков). В связи с этим асимптотическая скорость подлёта к Венере может быть увеличена только за счёт гравитационных манёвров. Рис. 1. Общий вид двигательной установки на базе жидкостных ракетных двигателях малой тяги: 1 - пилон двигательного блока; 2 - ТСП; 3 - рама восьмигранной формы; 4 - панель агрегатов; 5 - кронштейн блока двигателей малой тяги Fig. 1. General view of propulsion system based on low-thrust engines: 1 - pilon of the engines block; 2 - heat stabilized panel; 3 - frame of the octahedral form; 4 - the panel of units; 5 - arm of the block of low-thrust engines Рис. 2. Схема эклиптического участка Fig. 2. Scheme of ecliptic phase Рис. 3. Схема внеэклиптического участка Fig. 3. Scheme of non-ecliptic phase Однако прямой перелёт к Венере с большой вели- чиной асимптотической скорости подлёта (около 17 км/с [14]) требует значительных энергетически затрат на выведение КА на отлётную от Земли траек- торию. Поэтому в схему полёта для «разгона» КА и построения требуемой траектории введены дополни- тельные гравманёвры у Венеры и Земли. В итоге, схема эклиптического участка (рис. 2) выглядит сле- дующим образом: 1) перелёт «Земля - Венера» с небольшой по ве- личине асимптотической скоростью отлёта; 2) облёт Венеры (ГМ1) и перелёт обратно к Земле; 3) проведение ГМ2 и ГМ3 у Земли с формирова- нием промежуточной орбиты; 4) «короткий» (около полутора месяцев) перелёт «Земля - Венера» для проведения ГМ4 с требуемой асимптотической скоростью. В ходе дальнейшего полёта КА плоскость его ор- биты выводится из плоскости эклиптики. Поэтому этот участок называется внеэклиптическим. После- дующие гравитационные маневры проводятся с целью поэтапного изменения радиуса перигелия и на- клонения. Для реализации серии последовательных гравитационных маневров у Венеры после каждого её облёта КА должен выводиться на гелиоцентрическую орбиту, находящуюся с планетой в орбитальном резо- нансе m/k [15-18]. На такой орбите КА совершает k оборотов вокруг Солнца за время, которое нужно Ве- нере, чтобы совершить m оборотов вокруг Солнца (орбитальный период Венеры примерно составит 224,7 суток). Для минимизации длительности выведе- ния необходимо использовать орбитальные резонансы малого порядка. Рассматриваемые траектории используют орбитальные резонансы 1:1, 2:3 и 3:4. В результате последнего гравитационного маневра у Венеры КА переводится на нерезонансную гелио- центрическую орбиту с максимально возможным на- клонением. Схема внеэклиптического участка показа- на на рис. 3. Запуск первого КА планируется осуществить в 2026 году. Старт второго КА предполагается произ- вести в 2028 году. Длительность полёта КА от старта до последнего гравитационного маневра составляет 8,3 года. Используются 5 гравитационных маневров у Венеры и следующая последовательность резонансов рабочих орбит: 1:1, 3:4, 2:3, 2:3 (отношение числа витков Венеры к числу витков КА). После пятого облёта Ве- неры достигается наклонение к плоскости эклиптики, равное 25,9°, и к экватору Солнца - 33,1°. Требования по величине радиусов перигелия рабочих орбит вы- полняются. Радиус перигелия на третьей рабочей ор- бите равен 61,5 радиуса Солнца. На этой орбите КА делает 3 оборота вокруг Солнца, что дает возмож- ность, начиная с июля 2032 года, т. е. через 6 лет по- сле запуска, 3 раза с интервалом примерно 4,9 месяца пройти около Солнца на допустимо близком расстоя- нии. При этом также имеется возможность наблюдать на каждом витке полярные области Солнца с эклип- тических широт более 16°. Основные характеристики траектории КА1 приве- дены в табл. 1, где используются следующие обозна- чения: D - календарная дата события; ∆T - длитель- ность полёта между этим и предыдущим событиями, сутки; ∆T∑ - длительность полёта от старта до собы- тия, сутки (годы); Rπ - радиус перигелия, млн км; i - наклонение к плоскости эклиптики, град; V∞ - асимптотическая скорость отлёта, км/с. В табл. 2 приведены основные характеристики внеэклиптического участка полёта для траектории КА1. В ней используются следующие обозначения: D - календарная дата; ∆T - длительность полёта меж- ду этим и предыдущим событиями, сутки; ∆T∑ - дли- тельность полёта от старта до события, сутки; NВ/NКА - орбитальный резонанс, получаемый после ГМ; Rπ - радиус перигелия, радиус Солнца; i - наклонение орбиты, град; φ - максимальная широта отно- сительно экватора Солнца, град. Проекция эклиптического участка траектории КА1 на плоскость эклиптики представлена на рис. 4. На рис. 5 показан пространственный вид траектории внеэклиптического этапа полёта КА1. Параметры траектория КА2 близки к характери- стикам полёта КА1, поэтому длительность его полёта от старта до последнего гравитационного маневра также составляет более 8 лет. После последнего ГМ у Венеры достигается наклонение к плоскости эклипти- ки, равное 26,4°, и к экватору Солнца - 29,1°. Требо- вания по величине радиусов перигелия рабочих орбит выполняются. Радиус перигелия на третьей рабочей орбите равен 63,0 радиуса Солнца. На этой орбите КА делает 3 оборота вокруг Солнца, что дает возмож- ность, начиная с марта 2034 года, т. е. через 6 лет по- сле запуска, или через 2 года после допуска КА1, 3 раза с интервалом около 5 месяцев пройти около Солнца на близком расстоянии. При этом также имеется возможность наблюдать на каждом витке полярные области Солнца с эклиптических широт более 16°. Основные характеристики траектории КА2 приве- дены в табл. 3. Обозначения аналогичны используе- мым в табл. 1. В табл. 4 приведены основные характеристики внеэклиптического участка полёта для траектории КА2. Используемые в таблице обозначения аналогич- ны табл. 2. Проекция эклиптического участка траектории КА2 на плоскость эклиптики представлена на рис. 6. На рис. 7 показан пространственный вид траектории вне- эклиптического этапа полёта КА2. Таблица 1 Основные характеристики этапов полёта КА1 Событие D ∆T ∆T∑ Rπ i V∞ Старт 06.08.2026 - - 107,128 5,63 3,717 ГМ1 (Венера) 14.12.2026 130 130 (0,356) 105,627 1,92 5,971 ГМ2 (Земля) 23.10.2027 313 443 (1,214) 72,396 11,48 8,830 ГМ3 (Земля) 23.10.2029 731 1174 (3,216) 49,830 0,38 8,814 ГМ4 (Венера) 23.12.2029 61 1235 (3,384) 56,572 2,38 17,462 ГМ5 (Венера) 05.08.2030 225 1460 (4,000) 44,402 7,99 17,462 ГМ6 (Венера) 09.06.2032 674 2134 (5,847) 42,796 16,18 17,462 ГМ7 (Венера) 01.09.2033 449 2583 (7,077) 50,084 22,61 17,462 ГМ8 (Венера) 25.11.2034 449 3033 (8,310) 59,781 25,88 17,462 Таблица 2 Основные характеристики внеэклиптического участка полёта КА1 ГМ D ∆T ∆T∑ NВ/NКА Rπ i φ 4 23.12.2029 61 1235 (3,384) 1/1 81,3 2,38 9,5 5 05.08.2030 225 1460 (4,000) 3/4 63,8 7,99 15,2 6 09.06.2032 674 2134 (5,847) 2/3 61,5 16,18 23,4 7 01.09.2033 449 2583 (7,077) 2/3 72,0 22,61 29,8 8 25.11.2034 449 3032 (8,307) - 85,9 25,88 33,1 Рис. 4. Проекция траектории эклиптического этапа КА1 на плоскость эклиптики Fig. 4. The projection of the trajectory of the ecliptic stage of SC1 on the ecliptic plane Рис. 5. Пространственный вид траектории внеэклиптического этапа полёта КА1 Fig. 5. A perspective view of the trajectory of the non-ecliptic flight phase of SC1 Таблица 3 Основные характеристики этапов полёта КА2 Событие D ∆T ∆T∑ Rπ i V∞ Старт 26.04.2028 - - 102,637 3,66 4,662 ГМ1 (Венера) 13.09.2028 140 140 (0,384) 104,765 1,73 6,887 ГМ2 (Земля) 01.07.2029 292 432 (1,184) 68,489 11,58 9,584 ГМ3 (Земля) 01.07.2031 730 1162 (3,184) 61,016 4,54 9,570 ГМ4 (Венера) 14.08.2031 44 1206 (3,304) 59,324 3,24 16,159 ГМ5 (Венера) 26.03.2032 225 1431 (3,901) 45,947 8,28 16,159 ГМ6 (Венера) 29.01.2034 674 2105 (5,767) 43,855 16,80 16,159 ГМ7 (Венера) 23.04.2035 449 2554 (6,997) 51,108 23,42 16,159 ГМ8 (Венера) 16.07.2036 449 3003 (8,227) 64,717 26,35 16,159 Таблица 4 Основные характеристики внеэклиптического участка полёта КА2 ГМ D ∆T ∆T∑ NВ/NКА Rπ i φ 4 14.08.2031 44 1206 (3,304) 1/1 85,2 3,24 5,1 5 26.03.2032 225 1431 (3,901) 3/4 66,0 8,28 11,0 6 29.01.2034 674 2105 (5,767) 2/3 63,0 16,80 19,6 7 23.04.2035 449 2554 (6,997) 2/3 73,4 23,42 26,2 8 16.07.2036 449 3003 (8,227) - 93,0 26,35 29,1 Рис. 6. Проекция траектории эклиптического этапа КА2 на плоскость эклиптики Fig. 6. The projection of the trajectory of the ecliptic stage of SC2 on the plane of the ecliptic Рис. 7. Пространственный вид траектории внеэклиптического этапа полёта КА2 Fig. 7. A perspective view of the trajectory of the non-ecliptic flight phase of SC2 Заключение. В статье рассмотрен вариант осна- щения КА двухкомпонентной ДУ на базе жидкостных ракетных двигателей малой тяги производства НИИМаш (г. Нижняя Салда). Приведено описание конструкции предлагаемой ДУ. Для этого варианта разработаны схемы полёта для обоих КА, позволяющие доставить аппараты за время активного существования на гелиоцентрическую ор- биту с радиусом перигелия 60-80 радиусов Солнца и наклонением 25°-30° к плоскости эклиптики. Пред- ставлены основные характеристики траекторий. Разработанная схема полёта КА1 предполагает старт в августе 2026 г. Сближение с Солнцем на минимальное расстояние 61,5 радиуса Солнца проис- ходит через 6 лет после старта. После последнего, восьмого, гравитационного манёвра, через 8,3 года после старта КА достигает гелиоцентрической широ- ты 33,1°. Траектория КА2 предполагает старт в апреле 2028 г. Он также через 6 лет после старта сближается с Солнцем до примерно такого же расстояния - 63,0 радиуса Солнца. Последующими гравманёврами у Венеры аппарат достигает гелиоцентрической ши- роты 29,1°. Представленная схема химической ДУ с примене- нием двигателей малой тяги позволяет достичь задан- ных параметров орбиты Солнца и выполнить науч- ную программу в течение заданного срока активного существования.

Sobre autores

I. Platov

Lavochkin Association

Email: aia@laspace.ru
24, Leningradskaya Str., Khimki, Moscow region, 141400, Russian Federation

A. Simonov

Lavochkin Association

24, Leningradskaya Str., Khimki, Moscow region, 141400, Russian Federation

Bibliografia

Arquivos suplementares