Разработка двигательной установки на базе двигателей малой тяги и схемы полёта космических аппаратов к центру солнечной системы

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 комбинированных систем с электроракетной ДУ на базе RIT-22 и СПД-140Д. На этапе эскизного проектирования для этих вариантов были разработаны схемы полёта, позволяющие доставить КА за время активного существования на гелиоцентрическую орбиту с радиусом перигелия 60–70 радиусов Солнца и наклонением 25 ⁰ –30 ⁰ к плоскости эклиптики. Для рабочего проектирования был принят вариант КА с комбинированной ДУ (с использованием однокомпонентных химических и электроракетных двигателей производства ОКБ «Факел»), который позволяет достичь заданных параметров орбиты Солнца и выполнить научную программу в течение заданного срока активного существования КА.

В процессе работы над проектом выявилась необходимость в решении задач, связанных главным образом с появлением в составе космического комплекса двух КА с соответствующим набором служебных систем. Один из пунктов сформированных исходных данных для разработки соответствующего комплекса предусматривает рассмотрение возможности использования в двигательной установке двухкомпонентных жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРД МТ), при этом двухкомпонентная ДУ должна обеспечивать не только стабилизацию и ориентацию КА, но и проведение коррекций его траектории. Тем не менее, 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 новые наблюдения и измерения, необходимые для решения научных задач и достижения основных целей миссии [2; 3].

Проект должен был быть разработан, исходя из запуска КА с космодрома Байконур с помощью ракеты-носителя (РН) «Союз-2» с разгонным блоком (РБ) «Фрегат» [4]. Однако в связи со значительным увеличением начальной массы КА, как в варианте с комбинированной ДУ, так и в варианте с ЖРД МТ, необходимо использовать средство выведения более тяжёлого класса. Поэтому в настоящий момент дополнительно рассматриваются варианты выведения с помощью 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 наклонение более 25°.

Предлагаемая конструкция ДУ КА. Для реализации 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 термостабилизированную панель (ТСП), на которой посредством кронштейнов и проставок размещена основная часть её составляющих: топливные баки, баллоны высокого давления, пироклапаны, клапаны электрические и предохранительный, датчики давления и температуры, трубопроводы и СОТР. Несущей конструкцией для монтажа ТСП, панели агрегатов (на которой размещены редуктор, заправочные и проверочные клапаны) и четырех пилонов двигательных блоков на КА служит восьмигранный рамный корпус, обшитый сотопанелями. На каждом пилоне закреплен блок двигателей малой тяги, состоящий из кронштейна, на котором устанавливаются по три двигателя малой тяги: два двигателя стабилизации 17Д58ЭФ и один двигатель 11Д457Ф, выполняющий роль корректирующего.

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 цилиндрической 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 топливного бака оказываются по разные стороны ТСП. На баке крепятся нагреватели и датчики температуры. На поверхность, обращённую в космическое пространство, установлена противометеорная защита.

В материалах проекта рассматриваются два варианта 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 отработанным конструктивным вариантом среди вытеснительных устройств подачи компонентов ракетного топлива относительно ВБУ КТ. Подтверждение сохранения работоспособности диафрагмы в течение семи лет в условиях работы КА на околосолнечной орбите при термоциклировании и тепловом расширении 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 магистрали без газовых включений. В конструкции предлагаемого топливного бака с ВБУ КТ частично использованы материалы, изложенные в заявке на изобретение № 2016137327 «Топливный бак и его заборное устройство». В состав ВБУ КТ входят фазоразделительное устройство и элементы локализации КТ вблизи заборной поверхности. Для повышения эффективности работы ВБУ КТ большая часть его элементов и узлов выполнена из капиллярно-пористых сетчатых материалов.

Выбор одного из вариантов исполнения топливного 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 энергетических затрат. Для прямого полета от Земли в эту область требуется разогнать КА до асимптотической скорости примерно 10,5 км/с, в то время как для полета к Марсу или Венере достаточно 3 км/с, а к Юпитеру – 6 км/с [8].

Поэтому для реализации проекта «Интергелиозонд» предложена длительная схема полета с гравитационными маневрами (ГМ) в сфере действия Земли, а также с многократными гравманеврами в сфере действия Венеры [9–12].

Схема полёта КА включает следующие основные этапы:

• 1)    выведение КА на отлетную от Земли траекторию, завершающееся отделением КА;

• 2)    перелет КА по гелиоцентрической траектории с четырьмя ГМ по маршруту «Венера – Земля – Земля – Венера»;

• 3)    последовательность пассивных гравитационных маневров у Венеры с выходом после каждого из них на гелиоцентрические орбиты с уменьшенным радиусом перигелия или увеличенным наклонением [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 формирования рабочей орбиты с малым радиусом перигелия (60–80 радиусов Солнца) или со сравнительно высоким наклонением к плоскости эклиптики.

ДУ КА имеет малый запас энергетики и используется только для коррекции траектории и, при возможности, для решения задач управления ориентацией (разгрузки кинетического момента управляющих маховиков). 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 величиной асимптотической скорости подлёта (около 17 км/с [14]) требует значительных энергетически затрат на выведение КА на отлётную от Земли траекторию. Поэтому в схему полёта для «разгона» КА и построения требуемой траектории введены дополнительные гравманёвры у Венеры и Земли. В итоге, схема эклиптического участка (рис. 2) выглядит следующим образом:

• 1)    перелёт «Земля – Венера» с небольшой по величине асимптотической скоростью отлёта;

• 2)    облёт Венеры (ГМ1) и перелёт обратно к Земле;

• 3)    проведение ГМ2 и ГМ3 у Земли с формированием промежуточной орбиты;

• 4)    «короткий» (около полутора месяцев) перелёт «Земля – Венера» для проведения ГМ4 с требуемой асимптотической скоростью.

В ходе дальнейшего полёта КА плоскость его орбиты выводится из плоскости эклиптики. Поэтому этот участок называется внеэклиптическим. Последующие гравитационные маневры проводятся с це- лью поэтапного изменения радиуса перигелия и наклонения. Для реализации серии последовательных гравитационных маневров у Венеры после каждого её облёта КА должен выводиться на гелиоцентрическую орбиту, находящуюся с планетой в орбитальном резонансе m/k [15–18]. На такой орбите КА совершает k оборотов вокруг Солнца за время, которое нужно Венере, чтобы совершить m оборотов вокруг Солнца (орбитальный период Венеры примерно составит 224,7 суток). Для минимизации длительности выведения 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 гелиоцентрическую орбиту с максимально возможным наклонением. Схема внеэклиптического участка показана на рис. 3.

Запуск первого КА планируется осуществить в 2026 году. Старт второго КА предполагается произвести 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 Венеры достигается наклонение к плоскости эклиптики, равное 25,9°, и к экватору Солнца – 33,1°. Требования по величине радиусов перигелия рабочих орбит выполняются. Радиус перигелия на третьей рабочей орбите равен 61,5 радиуса Солнца. На этой орбите КА делает 3 оборота вокруг Солнца, что дает возможность, начиная с июля 2032 года, т. е. через 6 лет после запуска, 3 раза с интервалом примерно 4,9 месяца пройти около Солнца на допустимо близком расстоянии. При этом также имеется возможность наблюдать на каждом витке полярные области Солнца с эклиптических широт более 16°.

Основные характеристики траектории КА1 приведены в табл. 1, где используются следующие обозначения: D – календарная дата события; Δ T – длительность полёта между этим и предыдущим событиями, сутки; Δ T ∑ – длительность полёта от старта до события, сутки (годы); R π – 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; ΔT – длительность полёта между этим и предыдущим событиями, сутки; ΔT∑ – длительность полёта от старта до события, сутки; NВ/NКА – орбитальный резонанс, получаемый после ГМ; Rπ – радиус перигелия, радиус Солнца; i – накло- нение орбиты, град; φ – максимальная широта относительно 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 характеристикам 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 эклиптики, равное 26,4°, и к экватору Солнца – 29,1°. Требования 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 возможность, начиная с марта 2034 года, т. е. через 6 лет после 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 приведены в табл. 3. Обозначения аналогичны используемым в табл. 1.

В табл. 4 приведены основные характеристики внеэклиптического участка полёта для траектории КА2. Используемые в таблице обозначения аналогичны 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	Δ T	Δ T ∑	R π	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 ΔT ΔT∑ 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 экл* а е

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

"ЭКЛ'

-2Е+8

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

Событие	D	Δ T	Δ T ∑	R π	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

ГМ	D	Δ T	Δ T ∑	N В /N КА	R π	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

Основные характеристики этапов полёта КА2

Основные характеристики внеэклиптического участка полёта КА2

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 оснащения 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 орбиту с радиусом перигелия 60–80 радиусов Солнца и наклонением 25°–30° к плоскости эклиптики. Представлены основные характеристики траекторий.

Разработанная схема полёта КА1 предполагает старт в августе 2026 г. Сближение с Солнцем на минимальное расстояние 61,5 радиуса Солнца происходит через 6 лет после старта. После последнего, восьмого, гравитационного манёвра, через 8,3 года после старта КА достигает гелиоцентрической широты 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 широты 29,1°.

Представленная схема химической ДУ с применением двигателей малой тяги позволяет достичь заданных параметров орбиты Солнца и выполнить научную программу в течение заданного срока активного существования.