Баллистика программы «Морской старт»

верховцева т.и .

ГАВРЕЛЮК О.П.

ЗАБОРСКИЙ С.А.

МОВЧАН А.А.

ПАНЧУКОВ А.А.

УЛЫБЫШЕВ Ю.П.

ШИБАЕВ И.М.

MOVCHAN Andrey Anatolievich — software engineer at RSC Energia

ПАНЧУКОВ Александр Александрович — начальник сектора РКК «Энергия», ктн

PANCHUKOV Alexander Alexandrovich – Head of Sector at RSC Energia, Candidate of Science (Engineering)

УЛЫБЫШЕВ Юрий Петрович — заместитель руководителя НТЦ, начальник отдела

SHIBAEV Ivan Mikhailovich — Lead engineer at RSC Energia

Разработка концепции стартового комплекса морского базирования (СК МБ) была обусловлена рядом геополитических и экономических обстоятельств [1], но обозначим только основные технические факторы, определяющие преимущества СК МБ в сравнении с континентальными космодромами:

• •    если СК МБ располагается в экваториальной зоне Мирового океана, то масса космического аппарата (КА), выводимого на целевые орбиты малых наклонений, заметно увеличивается из-за более полного использования скорости вращения Земли и отсутствия необходимости в значительном повороте плоскости орбиты;

• •    минимальные ограничения на азимуты пусков и районы падения;

• •    снижение степени риска для населения и уменьшение возможного материального ущерба при падении фрагментов ракеты космического назначения (РКН) вдоль трассы полета в аварийной ситуации.

После многовариантной проработки было решено, что для пусков с СК МБ будут использованы ракета-носитель (РН) «Зенит-2 S » — модификация двухступенчатой РН «Зенит» разработки ГКБ «Южное» (г. Днепропетровск, Украина), и разгонный блок (РБ) ДМ- SL — модификация

РБ ДМ разработки Ракетно-космической корпорации «Энергия», составившие вместе с блоком полезного груза РКН «Зенит-3 SL ».

Разработчиком систем управления РН и РБ является Научно-производственный центр автоматики и приборостроения (НПЦ АП).

Расположение стартового комплекса.Сравнительная безопасность трасс пусков

При выборе точек старта в акватории Мирового океана необходим, как минимум, учет следующих требований и ограничений:

• •    стартовый комплекс не должен находиться в 200-мильной экономической зоне островов и прибрежных государств;

• •    на планируемых трассах пусков должна быть обеспечена возможность размещения районов падения приемлемых размеров для отделяемых элементов конструкции (ОЭК) на дальностях, близких к оптимальным;

• •    в наиболее тяжелых аварийных ситуациях, таких как взрыв РКН или ее падение вдоль трассы полета, риск для населения и собственности должен быть минимальным (в идеале — нулевым).

По результатам анализа с учетом обозначенных выше факторов в экваториальной области

Долгота, град

Рис. 1. Позиционные районы расположения СК МБ и трассы полета Space Shuttle, «Ариан» и «Зенит- 3 SL»

были выбраны позиционные районы возможного расположения СК МБ в Атлантическом (АО), Индийском (ИО1, ИО2) и Тихом (ТО) океанах (см. табл. 1 и рис. 1).

В связи с недостатком информации при предварительном выборе позиционных районов такие факторы, как метеоусловия, течения, протяженность транспортных маршрутов от портов базирования, возможности радиоконтроля траекторий выведения и тому подобные факторы детально не рассматривались.

Таблица 1

Районы возможного расположения СК МБ

Регион	Диапазон долгот возможного расположения СК	Территориальная принадлежность экономической зоны, определяющая границу диапазона
		Левая граница	Правая граница
Атлантический океан	26…12° з.д.	о-в Сан-Паулу (Бразилия)	о-в Пагалу (Экв. Гвинея)
Индийский океан	47,5…57,5° в.д.	Сомали (побережье)	Мальдивские о-ва (Мальдивская республика)
	77…82° в.д.	Мальдивские о-ва (Мальдивская республика)	о-в Ниас (Индонезия)
Тихий океан	154,5…107° з.д.	о-в Рождества (Кирибати)	Галапагосские о-ва (Эквадор)

Все состоявшиеся к настоящему времени пуски были осуществлены с экватора из точки старта с географическими координатами ϕ = 0°, λ = 154° з.д., практически совпадающей с левой границей Тихоокеанского позиционного района, определенного на этапе концептуального проектирования.

Важной особенностью, обеспечивающей уникальные характеристики безопасности СК МБ, является значительное удаление точки старта и районов падения ОЭК от континентов на всех азимутах пусков без исключения.

Эксплуатация любой из современных транспортных систем связана с риском, т.е. потенциальной возможностью нанесения ущерба здоровью людей, материальным ценностям и окружающей среде. Этот риск возрастает, когда мы имеем дело с изделиями, имеющими большие габариты и обладающими высокими скоростями, к которым относятся современные средства выведения.

Ущерб, который может причинить средство выведения при падении, зависит от характеристик и величины остатков топлива на момент аварии, масс и размеров долетающих до поверхности Земли фрагментов конструкции. Возможный ущерб сокращается по мере удаления точки падения от старта из-за выработки топлива и отделения элементов конструкции.

Проведем качественное сравнение уровня потенциального ущерба для трех средств выведения на типовых трассах пуска. Это многоразовая транспортная космическая система (МТКС) Space Shuttle при пуске с мыса Канаверал на орбиту наклонением i = 28,5°, РКН «Ариан» при пуске с космодрома Куру (Французская Гвиана) на геопереходную орбиту наклонением i = 7° и «Зенит-3 SL » при пуске на орбиту наклонением i = 0° (см. рис. 1).

Основные элементы Space Shuttle — два твердотопливных ускорителя (ТТУ), подвесной топливный бак (ПТБ) и орбитальный самолет (ОС). На первой ступени двигатели ТТУ и маршевые двигатели ОС, использующие топливо из ПТБ, работают параллельно. ТТУ падают в пределах нескольких сотен километров от старта, а ПТБ — в районе, антиподном точке старта. При аварии фрагменты ОС ( m ≅ 95 т), ПТБ ( m ≅ 30 т) и остатки топлива из ПТБ могут нанести ущерб на территории Африки.

Основные отделяемые элементы конструкции РКН «Ариан» — два ТТУ, падающие неподалеку от старта, центральная криогенная ступень ЕРC , падающая в Тихий океан, пролетев перед этим почти виток по орбите, и верхняя ступень ЕРS (аналог РБ). «Сухая» масса ЕРС составляет 16 т, а масса топлива — 154 т. При аварии на участке работы ЕРС также может быть поражена территория Африки.

Первая ступень РКН «Зенит-3 SL » ( m = 32,5 т) падает на удалении 800…900 км от старта, вторая ступень ( m = 9,5 т) — на расстоянии 4 000…5 000 км от старта. Районы падения обеих ступеней находятся в акватории Тихого океана.

Таким образом, в отличие от МТКС Space Shuttle и РКН «Ариан», наиболее массивные элементы конструкции РКН «Зенит-3 SL » на континенты упасть не могут — они туда просто не долетают. При отказе маршевого двигателя (МД) РБ ДМ -SL небольшое количество фрагментов конструкции РБ и КА может упасть на территорию Южной Америки, однако вероятность несчастного случая составляет менее 2^.10^–8, что намного ниже уровня естественного риска. Отсюда следует, что ракетно-космический комплекс морского базирования обеспечивает качественно новый уровень безопасности в сравнении с наиболее интенсивно эксплуатировавшимися средствами выведения.

Существенно также то, что при выбранных точке старта и схемах полета падение ступеней РКН «Зенит-3 SL » на сушу практически невозможно при любом азимуте пуска (см. рис. 1).

Схемы полета

РКН «Зенит-3 SL » может выводить КА на различные околоземные орбиты, а также отлетные межпланетные траектории. Благодаря возможности выбора координат точки старта и азимута пуска выведение на целевые орбиты любой высоты и наклонения можно осуществить наиболее оптимальным образом, без изменения плоскости полета и учета ограничений по расположению районов падения. Значения масс выводимых КА в зависимости от параметров целевых орбит приводятся в «Справочнике пользователя» [2], причем они заметно возрастают по мере совершенствования энергомассовых характеристик РКН.

На оптимальных траекториях выведения РН «Зенит-2 S » выводит орбитальный блок (РБ + КА) в окрестность апогея незамкнутой промежуточной орбиты с радиальным расстоянием R _{α прм} и радиальным расстоянием перигея R _{π прм}, после чего 1-3 включениями маршевого двигателя блока формируется целевая орбита.

В процессе проектирования и проведения пусков по программе «Морской старт» выяснилось, что практически единственным востребованным типом целевой орбиты является орбита, переходная к геостационарной (ПГСО). При этом радиус апогея ПГСО может быть равен радиусу геостационарной орбиты (ГСО) или незначительно от него отличаться (для оптимизации схемы довыведения на ГСО средствами КА после его отделения от РБ), а высота перигея превышает 200 км.

Целевая орбита задается радиусами перигея R _π ≥ R _{α прм} и апогея R _α , плоскости промежуточной и целевой орбит совпадают.

Оптимальной схемой выведения на целевую орбиту по затратам характеристической скорости является так называемая апогейная схема, при реализации которой первым импульсом формируется переходная орбита с параметрами R _{π прх} = R _{α прм}, R _{α прх} = R _α , а вторым импульсом в апогее переходной орбиты радиус перигея увеличивается до заданного значения R _π (рис. 2, а ). Значения импульсов задаются соотношениями:

где µ – гравитационная постоянная Земли.

a)

Для обеспечения необходимого уровня надежности работы маршевого двигателя РБ значение запаса топлива перед последним включением должно быть не менее заданного Δ G_{T 2} ≥ Δ G_T зад . К сожалению, значение Δ G_T зад , выраженное в единицах характеристической скорости для КА с массой в интересующем диапазоне, намного превосходит значение второго импульса апогейной схемы.

Альтернативой апогейной схеме является так называемая перигейная схема, когда первым включением МД формируется переходная орбита с параметрами R _{π прх} = R _{α прм} и R _{α прх} = R _π , а вторым включением в апогее переходной орбиты радиус апогея целевой орбиты увеличивается до заданного значения R _α (рис. 2, б ). Импульсы задаются соотношениями:

в)

Рис. 2. Двухимпульсные схемы выведения КА на переходную к геостационарной орбиту: а, б, в — апогейная, перигейная, пост-перигейная схемы выведения соответственно; D1 и D2 — участки работы маршевого двигателя при первом и втором включениях соответственно; АУ РН — активный участок

Обозначим через Δ V _{Σ a} = Δ V _{1 a} + Δ V _{2 a} и Δ V _{Σ p} = Δ V _{1 p} + Δ V _{2 p} суммарные энергозатраты на двухимпульсный переход для апо-гейной и перигейной схем соответственно, Δ V pa ( R α прм, R π , R α ) = Δ V Σ p – Δ V Σ a .

Значение R _π находится в диапазоне R _{α прм} ≤ R _π ≤ R _α . В граничных точках диапа-зона^р Δ V_рa ( R _{α прм}, R _{α прм}, R _α )= Δ V_рa ( R _{α прм}, R _α , R _α )=0.

При R _π = R _α и апогейная, и перигейная схемы трансформируются в гомановский переход, а при R _π = R _{α прм} — в одноимпульсный переход. В остальных точках диапазона Δ V_pa > 0.

Для того чтобы уменьшить негативные последствия влияния ограничения Δ G_Т за _д на величину суммарных энергозатрат, была рассмотрена постперигейная схема выведения (рис. 2, в ). Ее отличительная особенность состоит в том, что параметры переходной орбиты выбираются оптимальными при условии, что затраты топлива при втором включении маршевого двигателя должны быть не менее заданных.

Обозначим через ΔV1pp и ΔV2pp первый и второй импульсы постперигейного перехода, через ΔV* — затраты характеристической скорости, эквивалентные ΔGТ зад . Ограничение на значение ΔV* имеет физический смысл, если ΔV2a ≤ ΔV* ≤ ΔV2p, а в указанном диапазоне минимум ΔV∑pp достигается при ограничении ΔV2pp ≥ ΔV*. Поэтому задача поиска параметров оптимального постперигейного перехода формулируется так: для заданных значений Rα прм, Rπ, Rα, ΔV* найти параметры перехода с промежуточной орбиты на целевую, при которых значение первого импульса ΔV1pp минимально, а второго — больше либо равно ΔV*. Если высота перигея Нπ меньше 240 км, оптимальной становится одноимпульсная схема выведения.

Сравнительный анализ 1- и 3-импульс-ных схем выведения на ПГСО представлен в работе [3].

Проектные оценки энергомассовых характеристик для различных вариантов целевых орбит, сравнительные оценки точностей выведения и безопасности трасс пусков были представлены потенциальным потребителям на Международной презентации системы «Морской старт» и использованы при разработке первой редакции «Справочника пользователя» [4].

Согласование требований Заказчика к массе КА и параметрам целевой орбиты проводится на основании сверки результатов независимых расчетов в ГКБ «Южное» и РКК «Энергия» так называемых «сквозных» оптимальных траекторий РН и РБ с учетом всей совокупности требований и ограничений. Декларировалось:

• •    допустимая разница расчетных масс выводимого космического аппарата не должна превосходить 0,2%;

• •    уточнения методик расчета и исходных данных на этапах разработки проектных траекторий и Полетных заданий не должны ухудшать энергомассовых характеристик системы по отношению к заявленным при расчете «сквозных» траекторий.

Описанная технология обеспечила методическое дублирование расчетных результатов и позволила в максимальной степени использовать возможности и учесть особенности ракеты-носителя и разгонного блока при проведении конкретного пуска.

Важной составной частью проектирования полетов является разработка программы ориентации, обеспечивающей выполнение требований Заказчика с учетом собственных приоритетов разгонного блока. Как правило, при решении задач программной ориентации на пассивных участках и перед отделением КА необходимо учитывать положение Солнца. Была разработана и внедрена технология ввода оперативных данных, позволившая учесть фактическое положение Солнца на середину пускового окна для каждой из дат стартового диапазона. Методы решения типовых задач программной ориентации с учетом специфики их реализации системой управления разгонного блока изложены в работе [5].

Данные о пусках

Данные о пусках РКН «Зенит-3 SL » по состоянию на август 2012 года представлены в табл. 2.

Для тридцати двух из тридцати трех пусков целевой орбитой являлась ПГСО. Параметры промежуточной орбиты входили в число оптимизируемых. Для ряда миссий небольшие резервы топлива использовались для улучшения условий радиовидимости на критичных этапах полета.

Пять пусков прошли по одноимпульсной схеме, остальные — по двухимпульсным пери-гейной или постперигейной.

Наклонение ПГСО на первых пусках отличалось от нулевого для того, чтобы в полосу разброса фрагментов РКН при аварии не попадали Галапагосские острова, находящиеся на удалении 7 000 км от точки старта вблизи экватора. Затем это ограничение было снято. Для некоторых миссий ненулевое наклонение целевой орбиты задавалось Заказчиком пуска для последующего формирования самим КА наклонной геостационарной орбиты.

Прием телеметрической и траекторной информации в ходе полета осуществляется системой спутников-ретрансляторов TDRSS ( Tracking and Date Relay Satellite System ), расположенных на геостационарной орбите, наземными измерительными пунктами (НИП), расположенными как на территории РФ, так и за ее пределами, и сборочно-командным судном (СКС), находящимся на экваторе в районе точки старта. При необходимости может привлекаться также мобильный измерительный пункт (МИП), координаты которого подлежат определению при разработке схемы полета.

Практически все пуски по программе «Морской старт» проводились и предполагается проводить на орбиты с нулевым или малым наклонением. Поэтому выберем в качестве опорной плоскости для отображения расчетной информации плоскость экватора.

Положение TDRS (одного из спутников TDRSS ) и НИП определяется их географическими координатами и в гринвичской вращающейся системе координат не меняется со временем. Поэтому для отображения кинематических параметров траектории выведения целесообразно использовать гринвичскую вращающуюся систему координат. Зона связи TDRS в экваториальной плоскости ограничивается двумя лучами, исходящими из точки расположения на ГСО; угол между ними определяется полем обзора антенны TDRS в направлении восток–запад и задается разработчиком системы. Из зоны связи TDRS исключается участок, попадающий в «тень» Земли.

Таблица 2

№/ п	Миссия	Дата старта	Параметры целевой орбиты		Масса КА, кг	Тип целевой орбиты	Количество включений МД	Схема полета
			H »х H « ’ км	i , град
1/1	DemoSat	28.03.99	655 x 36 011	1,25	4 500	ПГСО	2	П
2/2	DirecTV-1R	10.10.99	2 800 x 35 786	0,55	3 550	ПГСО	2	ПП
3	ICO*	12.03.00	10 115 x 10 115	45	2 709	Высокая круговая	2	ГОМ
4/3	PAS-9	28.07.00	1 900 x 35 786	1,2	3 748	ПГСО	2	ПП
5/4	Thuraya	21.10.00	215 x 35 786	6,3	5 184	ПГСО	2	П
6/5	XM Radio 2	19.03.01	906 x 35 786	1,25	4 682	ПГСО	2	ПП
7/6	XM Radio 1	09.05.01	906 x 35 786	1,25	4 682	ПГСО	2	ПП
8/7	Galaxy IIIC	15.06.02	361 x 41 440	0	4 850	ПГСО	2	П
9/8	Thuraya D2	10.06.03	1 200 x 35 786	6,3	5 212	ПГСО	2	П
10/9	EchoStar IX	08.08.03	760 x 35 786	0	4 737	ПГСО	2	П
11/10	Galaxy 13	01.10.03	2 380 x 35 786	0	4 090	ПГСО	2	ПП
12/11	Estrela do Sul	11.01.04	760 x 35 786	0	4 772	ПГСО	2	П
13/12	Direc TV-7S	04.05.04	200 x 35 786	0	5 565	ПГСО	1	О
14	Telstar-18**	29.06.04	760 x 35 786	0	4 780	ПГСО	2	П
15/13	XM-Radio-3	01.03.05	2 468 x 35 786	0	4 731	ПГСО	2	ПП
16/14	Spaceway-1	26.04.05	250 x 34 128	0	6 080	ПГСО	1	О
17/15	IntelSat-A8	23.06.05	202 x 35 636	0	5 500	ПГСО	1	О
18/16	InmarSat 4	08.11.05	310 x 35 786	3	5 959	ПГСО	2	П
19/17	EchoStar X	16.02.06	1 685 x 35 726	0	4 335	ПГСО	2	ПП
20/18	JCSat-9	12.04.06	1 685 x 35 726	0	4 403	ПГСО	2	ПП
21/19	Galaxy-16	17.06.06	2 300 x 35 636	0	4 639	ПГСО	2	ПП
22/20	Koreasat-5	22.08.06	2 925 x 35 636	0	4 550	ПГСО	2	ПП
23/21	XM Radio-4	30.10.06	1 235 x 36 109	0	5 193	ПГСО	2	ПП
24	New Skies-8***	01.02.07	250 x 37 246	0	5 920	ПГСО	1	О
25/22	Thuraya D3	15.01.08	740 x 35 786	6,2	5 180	ПГСО	2	ПП
26/23	DirecTV 11	20.03.08	250 x 36 482	0	5 960	ПГСО	2	П
27/24	Galaxy-18	21.05.08	2 550 x 35 636	0	4 642	ПГСО	2	ПП
28/25	EchoStar XI	16.07.08	750 x 36 636	0	5 581	ПГСО	2	ПП
29/26	Galaxy-19	24.09.08	2 810 x 35 636	0	4 692	ПГСО	2	ПП
30/27	Sicral 1B	20.04.09	8 606 x 35 666	0	3 120	ПГСО	2	ПП
31/28	Atlantic Bird	24.09.11	1 600 x 35 636	0	4 648	ПГСО	2	ПП
32/29	IntelSat-19	19.03.12	870 x 35 636	0	5 600	ПГСО	2	ПП
33/30	IntelSat-21	01.06.12	280 x 35 786	0	5 984	ПГСО	1	О

Данные о пусках РКН «Зенит-3 SL »