О целесообразности использования эллиптических орбит базирования для повышения эффективности применения многоразовых ядерных буксиров

Представляемая работа является продолжением исследования [1] по выбору параметров эллиптической орбиты базирования (ОБ) для многоразовых межорбитальных буксиров (ММБ) на основе ядерной энергоустановки и электроракетной двигательной установки (ЯЭРДУ). Было показано, что использование высокоэллиптической ОБ может рассматриваться как средство повышения безопасности применения ММБ с ЯЭРДУ для задач доставки полезных грузов (ПГ) на геостационарную (ГСО) и окололунную орбиты, обеспечивающее снижение на два порядка продолжительности пребывания буксира в зоне интенсивного загрязнения техногенным космическим «мусором». При этом может быть существенно увеличена суммарная масса ПГ (mПΣ Г), доставляемых на ГСО и окололунную орбиту за срок активного существования (САС) ММБ, что достигается за счет сокращения продолжительности и, соответственно, увеличения числа рейсов буксира за САС. Наряду с этим может быть значительно (в 3…5 раз) снижен расход ксенона в расчете на единицу массы ПГ, выводимого буксиром на данные целевые орбиты.

Вместе с тем в работе [1] было получено, что применение для ММБ с ЯЭРДУ энергоемких высокоэллиптических ОБ (вместо традиционно рассматриваемой круговой радиационно безопасной ОБ высотой Н _кр = 800 км [2, 3]) может приводить к существенному снижению массы ПГ, выводимого на целевую орбиту в единичном рейсе буксира — m ^е _П ^д _Г , что обусловлено низким удельным импульсом тяги двигательной установки (ДУ) вспомогательного химического разгонного блока (ХРБ), используемого для доставки к буксиру на ОБ полезного груза и запаса ксенона на очередной рейс.

Представляемое исследование было сфокусировано на оценке возможности и условий использования для ММБ с ЯЭРДУ энергоемких эллиптических ОБ с целью повышения эффективности его применения как по энергомассовым показателям (с одновременным увеличением масс mΣПГ и mеПдГ), так и по стоимостным критериям. В связи с этим было рассмотрено применение в комплексе с ММБ ЯЭРДУ ряда вариантов вспомогательных ХРБ с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) на различных компонентах топлива с целью выбора параметров эллиптической ОБ, характеристик буксира и ХРБ, обеспечивающих более высокую, по сравнению с опорным вариантом, эффективность доставки ПГ на целевую орбиту при выполнении условия обеспечения резкого (на порядок и более) снижения времени пребывания буксира и ПГ в зоне интенсивного загрязнения техногенным космическим «мусором».

В качестве опорного варианта ОБ для ММБ с ЯЭРДУ была принята круговая радиационно безопасная орбита высотой Н _кр = 800 км. Исследовался переход к эллиптическим ОБ с различными значениями высот апогея Н _ап и перигея Н _п , а также угла наклонения орбиты i при выполнении условия Н _п ≥ 800 км.

Исследование выполнено на примере задачи по доставке ПГ с космодрома «Восточный» на ГСО.

Общие положения и исходные данные, принятые для расчетов

Состав и назначение используемых средств, основные исходные данные по ММБ с ЯЭРДУ и схемы его функционирования при выведении, развертывании в рабочее положение и в челночных рейсах между ОБ и ГСО сводятся к следующему.

ММБ состоит из многоразового основного (энергодвигательного) модуля и одноразового сменного модуля. Основной модуль (ОМ), включающий в свой состав ядерную энергоустановку (ЯЭУ), электроракетную двигательную установку (ЭРДУ) с баками для рабочего тела — ксенона, приборно-агрегатный отсек (ПАО) с бортовыми системами и узлом стыковки, а также соединительные фермы, перед очередным рейсом буксира находится на ОБ в режиме ожидания. Сменный модуль (СМ), включающий в свой состав модуль ПГ, баки с запасом ксенона на прямой (ОБ→ГСО) и обратный (ГСО→ОБ) перелеты буксира, а также ПАО с системой стыковки, доставляется с низкой околоземной орбиты (НОО) на ОБ буксира с помощью ХРБ. При выходе на ОБ отработанный ХРБ отделяется и уводится, а СМ осуществляет стыковку с ОМ и производит заправку баков ОМ на обратный перелет. Прямой перелет буксира на ГСО осуществляется с помощью маршевой ЭРДУ с использованием запаса ксенона, оставшегося в баках

СМ. При выходе на ГСО сменный модуль с ПГ отделяется, а ОМ совершает обратный перелет с ГСО на ОБ, используя ксенон из собственных баков.

Длительность перелета на ГСО и обратно, массы расходуемого ксенона и выводимого ПГ определяются параметрами используемой орбиты базирования ММБ и выбранным значением удельного импульса ЭРДУ. Суммарное число рейсов ММБ за САС определяется длительностью единичного рейса Т _р , включающей времена прямого и обратного перелетов, а также время ожидания и стыковки на ОБ с очередным СМ, принятое равным Т _ож = 5 сут.

Во всех вариантах выведение связки ХРБ+СМ осуществлялось одним пуском ракеты-носителя (РН) тяжелого класса «Ангара-А5В» (с грузоподъемностью 37,5 т на круговую НОО высотой Н _кр = 200 км). Рассматривалась схема выведения носителем связки ХРБ+СМ на незамкнутую орбиту с целью обеспечения максимальной массы выводимого СМ, а также обеспечения падения в океан верхней ступени РН на первом орбитальном витке. По данной схеме довыведение связки ХРБ+СМ на замкнутую НОО высотой Н _кр = 200 км осуществлялось первым включением двигательной установки ХРБ. Дальнейшее выведение СМ на ОБ осуществлялось с помощью ХРБ по схеме оптимального двухимпульсного гомановс-кого перехода [4]. Масса запаса топлива ХРБ определялась суммарным набором скорости на участках довыведения и перехода с НОО на ОБ, а также удельным импульсом тяги и тягой маршевого ЖРД ХРБ. По полученной массе запаса топлива определялась конечная (отделяемая) масса ХРБ.

Параметры незамкнутой орбиты, формируемой верхней ступенью РН, и набор скорости ХРБ на участке довыведения оптимизировались в зависимости от характеристик применяемого ХРБ — типа используемого топлива, тяги маршевого ЖРД и пр. Рассмотрено применение в двигательной установке ХРБ трех типов топлива, используемых в эксплуатируемых и разрабатываемых российских РБ —АТ+НДМГ; кислород + керосин и кислород + водород. Характеристики маршевых ЖРД на данных топливах представлены в табл. 1.

Использованные в расчетах функции конечных (отделяемых) масс ХРБ в зависимости от запаса и типа топлива, полученные с учетом «лифтирования» части бортовых систем ХРБ в ПАО СМ, представлены на рис. 1.

Таблица 1

Характеристики маршевых ЖРД в составе химических разгонных блоков

Используемое топливо	Тяга, кН	Удельный импульс тяги, Н∙с/кг
АТ + НДМГ	20	3 217
Кислород + керосин	49	3 648
Кислород + водород	73,5	4 609

Запас топлива ХРБ, т

Рис. 1. Изменение конечных масс химических разгонных блоков (ХРБ) в зависимости от запаса топлива: — — АТ+НДМГ;

— — кислород + керосин; — — кислород + водород

Выбор характеристик химического разгонного блока для опорного варианта орбиты базирования

Определение рациональных параметров вспомогательного ХРБ для доставки СМ на круговую ОБ высотой Н _кр = 800 км осуществлялось с использованием энергобаллистических и стоимостных критериев эффективности их применения. Сравнение вариантов ХРБ на различных топливах проводилось с учетом влияния различий в их тяговых, энергомассовых и габаритно-компоновочных характеристиках, а также различий в непроизводительных потерях топлива при осуществлении дренажей из баков и при запусках и остановах маршевых ЖРД.

Результаты расчетов энергомассовых и стоимостных показателей по выведению СМ на круговую ОБ высотой Нкр = 800 км с помощью вариантов вспомогательного ХРБ, использующих рассматриваемые топлива, представлены на рис. 2 и 3. На рис. 2 приведены зависимости массы выводимого СМ от величины скорости довыведения ΔVдовыв связки ХРБ+СМ с незамкнутой орбиты, формируемой верхней ступенью РН «Ангара-А5В», на круговую НОО высотой Нкр = 200 км. На рис. 3 приведены функции изменения от величины ΔVдовыв удельной стоимости ХРБ, определяемой как отношение стоимости его пуска к массе выводимого СМ, включающей массы ПГ и запаса ксенона на рейс ММБ.

Рис. 2. Масса сменного модуля (СМ), выводимого на круговую орбиту базирования, в зависимости от скорости довыведения СМ на низкую околоземную орбиту и используемого в ХРБ топлива: — — АТ+НДМГ; — — кислород + керосин; — — кислород + водород

Рис. 3. Удельная стоимость ХРБ в зависимости от скорости довыведения сменного модуля на низкую околоземную орбиту и используемого топлива: — — АТ+НДМГ; — — кислород + керосин; — — кислород + водород

Из анализа представленных на рис. 2 и 3 зависимостей следует, что при минимальной размерности ХРБ по запасу топлива, отвечающей условию доставки СМ верхней ступенью РН непосредственно на круговую НОО высотой Н _кр = 200 км (т. е. условию Δ V _довыв = 0), небольшое преимущество по массе выводимого СМ имеет ХРБ на топливе АТ+НДМГ (типа РБ «Бриз-М»); однако при скоростях довыведения Δ V _довыв > 200 м/с он значительно уступает по массе выводимого СМ вариантам ХРБ на альтернативных топливах из-за малого удельного импульса тяги двигателя.

При больших участках довыведения (Δ V _довыв ≥ 500 м/с) значительный выигрыш в массе выводимого СМ дает использование в составе вспомогательного ХРБ двигателя на топливе кислород + водород, что определяется, прежде всего, его значительным преимуществом в удельном импульсе тяги, а также в тяге. Однако кислородно-водород-ный ХРБ значительно уступает альтернативным вариантам по стоимостному показателю, а также требует значительно большего объема для его размещения в космической головной части РН.

Кислородно-керосиновый ХРБ (типа РБ ДМ), несмотря на значительное преимущество в удельном импульсе тяги маршевого ЖРД, в рассматриваемом диапазоне размерности по запасу топлива не имеет преимуществ перед ХРБ на топливе АТ+НДМГ ни по энергомассовым, ни по стоимостным показателям, обладая при этом более высокими габаритными размерами. В связи с этим для всех случаев использования опорной круговой ОБ ( Н _кр = 800 км) в данном исследовании был выбран вариант вспомогательного ХРБ типа центрального модуля РБ «Бриз-М» с ЖРД на топливе АТ+НДМГ. Рациональность данного выбора определяется не только полученными результатами сравнительной эффективности применения, но и наличием большого опыта эксплуатации, относительной простотой и высокой надежностью таких ЖРД с многократным запуском, работающих на самовоспламеняющихся компонентах топлива.

Выбор параметров ХРБ и ММБ с эллиптическими орбитами базирования

Для вариантов использования эллиптических ОБ, как и для опорной круговой ОБ ( Н _кр = 800 км), расчеты были выполнены при следующих предпосылках и основных исходных данных по ММБ с ЯЭРДУ:

• •    вырабатываемая электрическая мощность ЯЭУ ММБ на установившемся режиме работы для питания бортовой ЭРДУ постоянна и равна N _ЯЭУ = 0,5 МВт;

• •    САС буксира и ресурс работы ЯЭРДУ составляют 10 лет;

• •    КПД системы преобразования электроэнергии и управления η _СПУ = 0,95;

• •    относительная масса системы хранения и подачи (СХП) рабочего тела (РТ) ЭРДУ (ксенона) в составе ОМ равна α _С ^О _Х ^М _П = 0,1, а в составе СМ α^C _С ^М _ХП = 0,115 (с учетом увеличенного начального давления в СХП для обеспечения заправки баков ОМ путем

самовытеснения части ксенона из баков сменного модуля);

• •    масса постоянной части элементов ПАО сменного модуля (масса бортовых систем и стыковочного узла с аппаратурой стыковки), не зависящая от размерности СМ, для всех расчетных вариантов одинакова и равна 0,65 т.

Масса ДУ сближения и стыковки в составе СМ определялась, исходя из его использования как активного элемента в процессе стыковки с ОМ с требуемым набором характеристической скорости на сближение и стыковку Δ V _стык = 100 м/с. Расчет массы силового корпуса ПАО СМ проводился с учетом изменения массы и объема запаса ксенона, доставляемого сменным модулем на орбиту базирования ММБ.

Исходя из оценок среднесрочной перспективы, масса ОМ (без СХП ксенона) принята равной 14,55 т.

Согласно рекомендациям работы [5], в качестве энергомассовых и экономических показателей эффективности применения ММБ были приняты:

• •    масса ПГ, доставляемого на ГСО в единичном рейсе ( m _П ^ед _Г );

• •    суммарная масса ПГ ( m _П ^Σ _Г ), доставляемых на ГСО за САС буксира;

• •    экономический эффект от применения ММБ (ΔС _Σ ), определяемый разницей общих затрат по доставке ПГ на ГСО одинаковой суммарной массы m ^Σ _ПГ с помощью ММБ и с помощью наиболее эффективных традиционных средств межорбитальной транспортировки с ЖРД — одноразовых кислородно-водородных РБ (КВРБ):

ΔСΣ = CРΣБ – CМΣ МБ, где C РΣБ = (СРН + СРБ) mΣПГ /mРПБГ; СРН — стоимость пуска РН; СРБ — стоимость пуска КВРБ; mРПБГ — масса ПГ, выводимого на ГСО с помощью РН «Ангара-А5В» и КВРБ;

C^ММБ = (С^ОМ + С^ОМ + С^ОМ + 2             РН I¹ L изг

+ С^СХП α^ОМ m ) + n (С^СМ + С^СМ + С^~РТ m + уд СХП т2         РН РБ уд т

+ С^{ПАО СМ} m ^СМ ) + С     Тn ;

изг уд ПАО       обсл уд р

СОРНМ, ССРНМ — стоимость пуска РН «Ангара-А5В» при выведении ОМ или СМ соответственно; СОРБМ, ССРБМ — стоимость пуска вспомогательного ХРБ при доставке ОМ или СМ на ОБ; СОизМг — стоимость изготовления основного модуля с ЯЭРДУ; СуСдХП — удельная стоимость системы хранения и подачи РТ ЭРДУ; αОСХМП — относительная масса СХП РТ в составе ОМ; mт2 — масса РТ, необходимая для осуществления перелета ОМ с ГСО на ОБ; С~РТ = СРТ + αСМ ССХП — удельная стоимость уд       уд СХП уд

РТ вместе с СХП; СРудТ — удельная стоимость РТ; αССМХП — баковый коуэффициент ЭРДУ, характеризующий отношение массы баков к массе рабочего тела в СМ; mт — суммарная масса рабочего тела, необходимая для осуществления перелета с ОБ на ГСО и обратно; СП АО СМ — удельная стоимость приборно-изг уд агрегатного отсека СМ с системой стыковки; mПСМАО — масса приборно-агрегатного отсека СМ с системой стыковки; Собсл уд — удельная стоимость работы комплекса по управлению ММБ; Tp — продолжительность рейса ММБ с орбиты базирования на ГСО и обратно; n — количество рейсов ММБ за САС.

Использованные в расчетах и представленные в табл. 2 оценки стоимостных характеристик РН и РБ были получены на основе анализа отечественных разработок и приведены к ценам 2016 года. Представленные стоимостные характеристики ММБ получены по данным работы [5].

Определение оптимальных сочетаний параметров эллиптических орбит базирования ядерного буксира (высоты апогея Н _ап , перигея Н _п и наклонения i ) и соответствующих потребных минимальных наборов скорости V _ЭРДУ , обеспечиваемых работой ЭРДУ, в зависимости от набора скорости V _ХРБ за счет работы вспо-могательного ХРБ, производилось по зависимостям, представленным в работе [1]. Получено, что в рассматриваемом диапазоне изменения высоты апогея эллиптической орбиты базирования Н _ап = 800…30 000 км оптимальные величины высоты ее перигея и угла наклонения практически постоянны: Н opt = const = 800 км и i opt = const = 51,7°.

Исходя из представленных на рис. 2 и 3 зависимостей, определение потребных запасов топлива для вспомогательных ХРБ проводилось при следующих рациональных величинах набора скорости на участке до-выведения:

• •  100 м/с для вариантов на топливе

АТ+НДМГ (как величина, соответствующая минимально необходимому недобору скорости верхней ступени РН до круговой с целью обеспечения ее контролируемого затопления на первом же орбитальном витке);

• •    300 и 800 м/с для вариантов кислородно-керосиновых и кислородно-водородных ХРБ, соответственно.

В качестве примера на рис. 4 представлены результаты расчетов по выбору рациональных параметров эллиптической ОБ и буксира в варианте использования вспомогательного ХРБ на топливе кислород + керосин. Пунктирной линией представлена функция m ^Σ _ПГ = f ( m ^е _П ^д _Г ) для ММБ с опорной круговой ОБ высотой Н _кр = 800 км. Тонкими сплошными линиями представлено семейство кривых m ^Σ _ПГ = f ( m _П ^ед _Г ), построенных для ряда эллиптических ОБ с различными значениями высоты апогея H _ап при оптимальных значениях высоты перигея ( Н _а ^o _п ^pt = 800 км) и наклонения ( i^opt = 51,7°) орбит. Толстая сплошная линия, огибающая это семейство, представляет собой функцию максимальной энергомассовой эффективности ММБ с эллиптическими орбитами базирования.

Рис. 4. Зависимости m _П ^Σ _Г = f( m ^е _П ^д _Г ) для ММБ с кислороднокеросиновым химическим разгонным блоком при различных по высоте апогея орбитах базирования: — — — опорная орбита базирования (Н к = 800 км); — — Н ап = 3 000 км; — — Н ап = 7 000 км; — — Н ап = 12 0000 км; ■ — Н ап = 20 000 км; — — Н п = 30 000 км; — — огибающая

На рис. 5 данная функция максимальной энергомассовой эффективности ММБ с эллиптическими ОБ представлена в сопоставлении с аналогичными зависимостями, полученными для вариантов использования вспомогательных ХРБ с ЖРД, работающими на топливах АТ+НДМГ и кислород + водород.

Таблица 2

Массовые и стоимостные характеристики РН, РБ с ЖРД и ММБ

СРН (СОРНМ, ССРНМ), млн руб.	СРБ, млн руб.	РБ, т m ПГ	СОМ, млн руб. изг	С РТ уд, млн руб. /т	СПАО СМ изг уд , млн руб./т	С, обсл уд млн руб./год
4 740	1 060	8,4	5 000	90	380	150

Для сравнения дана функция m _П ^Σ _Г = f ( m ^е _П ^д _Г ), полученная для ММБ с опорной круговой ОБ высотой H _кр = 800 км и представленная пунктирной линией, на которой точка А соответствует варианту ММБ с максимальной суммарной массой ПГ, доставляемых на ГСО за САС буксира m ^Σ _ПГ = m ^Σ _ПГ ^max. На функциях максимальной эффективности для ММБ с эллиптическими ОБ маркерами указаны точки, отвечающие значениям текущей высоты апогея ОБ Н _ап = 3 000, 7 000, 12 000, 20 000 и 30 000 км. ^ап

Масса ПГ, доставляемого в единичном рейсе, т

Рис. 5. Зависимости максимальной энергомассовой эффективности для ММБ с химическим разгонным блоком на различных топливах: — — — опорная орбита базирования (Н = 800 км); — — АТ+НДМГ; — — кислород + керосин; — — кислород + водород; □ — Н ап = 3 000 км; 0 — Н ап = 7 000 км; ▲ — Н ап = 12 000 км; ■ — Н ап = 20 000 км; ♦ — Н п = 30 000 км

Из анализа результатов, полученных для ММБ с N _ЯЭУ = 0,5 МВт, следует:

• 1.    В сравнении с оптимальным (по критерию «max m ^Σ _ПГ ») вариантом ММБ с опорной круговой ОБ ( H _кр = 800 км) использование для буксира эллиптических ОБ обеспечивает одновременное увеличение масс ПГ, выводимых на ГСО и в единичном рейсе ( m ^е _П ^д _Г ), и за САС буксира ( m ^Σ _ПГ ) при одновременном выполнении условий:

• •    использования вспомогательного ХРБ

на кислородно-водородном топливе;

• •    ограничения высоты апогея эллиптической ОБ величиной H _ап ≤ 12 000 км.

• 2.    Оптимальные значения удельного импульса тяги ЭРДУ буксира практически

не меняются при варьировании высоты апогея Н _ап эллиптической ОБ от 3 000 до 30 000 км и составляют I _Э ^op _Р ^t _ДУ = 55…59 кН∙с/кг.

На рис. 6 представлены результаты расчетов по выбору рациональных параметров ОБ и буксира с кислородно-водородным

ХРБ, исходя из стоимостного критерия эффективности — экономии затрат A C _z по доставке ПГ на ГСО одинаковой суммарной массы за САС буксира m ^Σ _ПГ в сравнении с доставкой ПГ той же массы с помощью КВРБ. Пунктирной линией показана функция AC _Z = f ( m ПГ ) для ММБ с опорной круговой ОБ высотой H _кр = 800 км, на которой точка А соответствует варианту буксира с максимальной суммарной массой ПГ, доставляемых на ГСО за САС буксира ( m ^Σ _ПГ = m ^Σ _ПГ ^max), а точка В — варианту с максимальной экономией затрат на программу доставки суммарной массы ПГ m ^Σ _ПГ в сравнении с вариантом ее доставки с помощью КВРБ. Тонкими сплошными линиями дано семейство зависимостей A C _z = f ( m ПГ ) для ряда эллиптических ОБ с различной высотой апогея Н _ап при оптимальных значениях высоты перигея и наклонения орбит ( н opt = 800 км и i opt = 51,7°). Линия, огибающая это семейство, представляет собой функцию максимальной экономической эффективности применения ММБ в сравнении с одноразовыми КВРБ AC max = f ( m П ^д Г ).

в единичном рейсе, т

Рис. 6. Зависимости A С _z = f( m П. ) для ММБ с кислородноводородным ХРБ при различных по высоте апогея орбитах базирования: — — — опорная орбита базирования (Н = 800 км); — — Н ап = 3 000 км; — — Н ап = 7 000 км; — '— Н ап = 12 000 км; - —Н ап = 20 000 км; — — Н ^п = 30 000 км; — — огибающая

На рис. 7 функция максимальной экономической эффективности ММБ с эллиптическими ОБ представлена в сопоставлении с аналогичными зависимостями, полученными для вариантов использования вспомогательных ХРБ с ЖРД, работающими на топливах АТ+НДМГ и кислород + керосин. На функциях маркерами указаны точки, отвечающие значениям высоты апогея

ОБ Н _ап = 3 000, 7 000, 12 000, 20 000 и 30 000 км. Для сравнения пунктирной линией показана также зависимость ΔС _Σ = f ( m ^е _П ^д _Г ) для ММБ с опорной круговой ОБ высотой Н _кр = 800 км, имеющая те же опорные точки А и В , что и на рис. 6, отвечающие условиям m ^Σ _ПГ = m ^Σ _ПГ ^max и ΔС _Σ = ΔC ^m _Σ ^{a x} , соответственно.

Масса ИГ, доставляемого в единичном рейсе, т

Рис. 7. Зависимости максимальной экономической эффективности для ММБ с ХРБ на различных топливах: — — — опорная орбита базирования (Н = 800 км); — — АТ+НДМГ; — — кислород + керосин; — — кислород + водород; □ — Н п = 3 000 км; о — Н_ап = 7 000 км; ▲ — Н_ап = 12 000 км; ■ — Н п = 20 000 км; ♦ — Н ^Л = 30 000 км

Из сопоставления зависимостей, представленных на рис. 7, следует, что в случаях применения вспомогательных ХРБ на топливах кислород + керосин и АТ + НДМГ использование для ММБ эллиптических ОБ даже при малых значениях высоты апогея ( Н _ап ≈ 5 000 км) не обеспечивает выигрыша в экономии суммарных затрат ΔС _Σ по сравнению с опорным вариантом круговой орбиты базирования ( Н _кр = 800 км).

В то же время, как следует из рис. 6, в варианте использования кислородно-водородного ХРБ и буксира с высокоэллиптической орбитой базирования Нап = 30 000 км (на рис. 6 — точка С) обеспечивается существенное преимущество в экономии затрат ΔСΣ перед вариантами ММБ с круговой ОБ (Нкр = 800 км), имеющими параметры, выбранные по критериям ΔC mΣax (точка В) и mПΣ Гmax (точка А). Характеристики этих вариантов приведены для сравнения в табл. 3, где представлен также вариант использования эллиптической ОБ с ограниченной высотой апогея (Нап = 12 000 км), исходя из условия обеспечения одновременного увеличения масс ПГ, выводимых на ГСО и в единичном рейсе (mеПдГ), и за САС буксира (mΣПГ), в сравнении с опорным вариантом круговой ОБ.

Из табл. 3 следует, что вариант буксира с круговой ОБ высотой Н _кр = 800 км и параметрами, оптимальными по критерию ΔC ^m _Σ ^ax, хотя и обеспечивает в единичном рейсе доставку ПГ максимальной массы ( m ^е _П ^д _Г ≈ 21 т), но имеет при этом минимальную суммарную массу ПГ, доставляемых за САС буксира ( m ^Σ _ПГ ≈ 191 т), и неприемлемо большую продолжительность единичного рейса ( Т _р = 406 сут).

В сравнении же со случаем круговой ОБ ( Н _кр = 800 км) и параметрами ММБ, обеспечивающими максимальную величину суммарной массы m ^Σ _ПГ , использование вариантов эллиптических ОБ с высотой апогея Н _ап = 12 000 и 30 000 км в сочетании с применением для их формирования вспомогательных РБ на базе кислородно-водородных ЖРД позволяет обеспечить соответствующие улучшения энергомассовых и экономических показателей эффективности применения буксира:

• •    увеличить суммарную массу ПГ m ^Σ _ПГ в 1,23 раза (при одинаковой массе m ^е _П ^д _Г ) и 1,57 раза (при пониженной на ~11% массе m _П ^ед _Г );

• •    сократить продолжительность единичного рейса буксира в 1,23 и 1,77 раз;

• •    уменьшить в ~2,6 и ~3,6 раза расход ксенона в расчете на 1 кг выводимого ПГ;

• •    увеличить в ~1,4 и ~1,5 раза абсолютную величину экономии затрат от применения ММБ с ЯЭРДУ вместо наиболее эффективных средств межорбитальной транспортировки традиционного типа — одноразовых кислородно-водородных РБ.

При этом, как следует из результатов работы [1], использование для буксира эллиптических ОБ с высотами апогея Н _ап = 12 000 и 30 000 км позволяет сократить длительность пребывания буксира в зоне высот 800 ≤ H ≤ 1 500 км с высокой плотностью загрязнения космическим «мусором», соответственно, в ~25 и ~100 раз в сравнении с вариантом использования круговой ОБ ( Н _кр = 800 км), что повышает безопасность применения ММБ с ЯЭРДУ.

В завершение следует отметить также, что аналогичные расчеты, проведенные для вариантов ММБ с ЯЭУ электрической мощностью N _ЯЭУ = 1 и 1,5 МВт, показали тенденцию к повышению эффекта от применения эллиптических ОБ по мере снижения мощности N _ЯЭУ . Это позволяет рассматривать применение эллиптических ОБ для буксира и как средство снижения требований к размерности его ЯЭУ.

Таблица 3

Варианты орбиты базирования ММБ	Круговая		Эллиптическая
Параметры ОБ Н п× Н ап, км	800×800		800×12 000	800×30 000
Используемый критерий эффективности	Σ max m ПГ	Δ CmΣ ax	Δ CmΣ ax	Δ CmΣ ax
Используемый ХРБ (топливо)	Типа «Бриз» (АТ + НДМГ)		Типа КВТК (О2 + Н2)
Орбита отделения КГЧ от РН Н п× Н ап, км	-130×200		-2 000×200
Масса отделившейся КГЧ (СМ+ХРБ), т	37,647		46,835	46,764
Набор характеристической скорости СМ на этапах работы ХРБ, м/с – в т. ч. на участке довыведения	433,7 100,1		2 587 805,5	3 240 805,5
Масса СМ с ХРБ при выходе на ОБ, т	32,844		26,533	22,987
Масса СМ с ПГ после отделения ХРБ, т	31,772		23,277	19,350
Расход топлива СМ на стыковку с ОМ, т	1,062		0,778	0,647
Масса состыкованного ММБ с ПГ на ОБ, т	45,592	45,461	37,184	33,343
Набор скорости ММБ при перелете ОБ→ГСО (или ГСО→ОБ), м/с	7 361		4 860	3 465
Удельный импульс тяги ЭРДУ ММБ, Н∙с/кг	36 530	57 693	55 404	57 942
Тяговый КПД ЭРДУ	0,686	0,755	0,749	0,755
Масса ММБ с ПГ при выходе на ГСО, т	37,271	40,015	34,061	31,408
Масса ОМ, отделяемого на ГСО, т	18,205	16,758	16,031	15,542
Суммарный расход ксенона на рейс, т	11,644	7,453	4,469	2,837
Масса ПГ, выводимого на ГСО за 1 рейс, т	16,482	21,263	16,507	14,595
Общая продолжительность рейса, сут	281	406	228	159
Число рейсов ММБ за САС	13	9	16	23
Суммарная масса доставляемых ПГ m Σ ПГ, т	214,3	191,4	264,1	335,7
Стоимость пуска ХРБ ССРБМ, млн руб.	480		977	1 013
Стоимость доставки суммарной массы ПГ m Σ ПГ с помощью ММБ, млрд руб.	101,0	69,3	117,0	159,4
Стоимость доставки суммарной массы ПГ m Σ ПГ с помощью КВРБ, млрд руб.	147,9	132,1	182,3	231,8
Экономия затрат ΔС Σ по доставке массы ПГ m Σ ПГ при применении ММБ, млрд руб.	47,0	62,8	65,3	72,4

Характеристики вариантов ММБ с круговыми и эллиптическими орбитами базирования

Примечание. ММБ — многоразовый межорбитальный буксир; ОБ — орбита базирования; ХРБ — химический разгонный блок; КГЧ — космическая головная часть; КВРБ — кислородно-водородный разгонный блок; ПГ — полезный груз; СМ — сменный модуль; ОМ — основной модуль; ГСО — геостационарная орбита; САС — срок активного существования.

Заключение

В сравнении с опорным вариантом круговой ОБ высотой Нкр = 800 км, традиционно рассматриваемым для ММБ с ЯЭРДУ, применение эллиптических ОБ в сочетании с использованием вспомогательного ХРБ на базе кислородно-водородного ЖРД позволяет улучшить энергомассовые показатели эффективности буксира, а также увеличить экономию затрат от его применения вместо наиболее эффективных средств межорбитальной транспортировки традиционного типа — одноразовых кислородно-водородных разгонных блоков.

При этом использование высокоэллиптических орбит базирования может рассматриваться как средство повышения безопасности применения ММБ, обеспечивающее снижение на один-два порядка продолжительности пребывания буксира в зоне интенсивного загрязнения техногенным космическим «мусором», а также как средство снижения требований к размерности его энергоустановки.