Выбор параметров эллиптической орбиты базирования для повышения безопасности применения многоразовых ядерных буксиров

АРХАНГЕЛЬСКИЙ Н.И.

АКИМОВ В.Н.

КУВШИНОВА Е.Ю.

СИНИЦЫН А.А.

Одной из ключевых проблем создания и использования многоразового межорбитального буксира (ММБ) на основе ядерной энергоустановки (ЯЭУ) и электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) — ММБ с ЯЭРДУ, как перспективного средства межорбитальной транспортировки нового поколения, является проблема выполнения требований по обеспечению безопасности для защиты населения и природы Земли от рисков, связанных с применением ядерно-го источника энергии. В частности, запуск ядерной установки и ее эксплуатация допускаются по этим требованиям на достаточно высоких радиационно безопасных орбитах (РБО) с временем орбитального существования, достаточным для распада радиоактивных продуктов деления до безопасного уровня при падении на Землю. Операции по доставке на РБО буксира с ЯЭРДУ и сменных модулей с запасом рабочего тела и полезным грузом (ПГ) должны осуществляться с помощью химических разгонных блоков (ХРБ) с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД).

В качестве орбиты базирования (ОБ) для ММБ с ЯЭРДУ обычно рассматривается круговая РБО с минимально допустимой высотой Н _кр = 800 км. Такая ОБ отвечает условию максимального использования высокоэффективных электроракетных двигателей буксира с целью доставки максимальных по массе квантов ПГ [1, 2]. Однако на настоящий момент эта орбита находится в зоне, имеющей наиболее высокую плотность засорения техногенным космическим «мусором», столкновения с которым могут привести к повреждению ММБ и, соответственно, к уменьшению срока его активного функционирования. Увеличение высоты круговой ОБ ядерного буксира до величины Н _кр ≥ 2 000 км, требуемой для снижения риска столкновения с космическим «мусором» до приемлемого уровня, неизбежно приведет к снижению масс доставляемых на ОБ буксира и сменных модулей (из-за низкого удельного импульса ЖРД используемых ХРБ) и, как следствие, к снижению массы полезного груза, доставляемого буксиром на целевую орбиту.

В связи с этим в данной работе оценена целесообразность базирования ММБ с ЯЭРДУ на более энергоемких эллиптических радиационно безопасных орбитах для повышения эффективности доставки ПГ на целевую орбиту при обеспечении резкого (на ~2 порядка) снижения длительности пребывания буксира в зонах интенсивного загрязнения космическим «мусором». В качестве базовой РБО для ММБ с ЯЭРДУ принята круговая орбита высотой 800 км. Исследовался переход к эллиптическим ОБ с различными значениями высоты апогея ( Н _а = var ), угла наклонения плоскости орбиты ( i = var ) и фиксированной высотой перигея Н _п = const = 800 км.

Исследование выполнено на примере задач по доставке ПГ с космодрома «Восточный» на геостационарную (ГСО) и на окололунную полярную орбиты.

Состав, схема развертывания и функционирования ММБ

Межорбитальный буксир с ЯЭРДУ, состоящий из основного и сменного модулей, совершает челночные рейсы между ОБ и целевой орбитой. Основной (энергодвигательный) модуль является многоразовым. Одноразовый сменный модуль (СМ) с запасом рабочего тела для ЭРДУ (ксенона) и выводимым ПГ доставляется на ОБ для стыковки с основным модулем перед очередным рейсом буксира на целевую орбиту.

Основной модуль (ОМ) включает в свой состав ЯЭУ, ЭРДУ с баками для рабочего тела, приборно-агрегатный отсек (ПАО) с бортовыми системами и узлом стыковки, а также соединительные конструкции — систему несущих ферм. Выведение ОМ на РБО базирования осуществляется с помощью ХРБ на базе ЖРД. После выхода на ОБ производятся отделение, спуск и затопление ХРБ, а ОМ осуществляет свое развертывание в рабочее положение, запуск реакторной установки ЯЭУ и тестирование бортовых систем.

Сменный модуль, включающий в свой состав модуль ПГ, баки с запасом ксенона на прямой и обратный перелеты буксира, ПАО с системой стыковки, доставляется на ОБ с помощью одноразового ХРБ с ЖРД. Выведение с Земли очередного СМ производится в связке с ХРБ одним пуском ракеты-носителя (РН). При выходе на ОБ отработанный ХРБ отделяется и уводится, а СМ осуществляет стыковку с ОМ.

После заправки баков ОМ ксеноном из баков СМ осуществляется перелет буксира на целевую орбиту с использованием маршевой

ЭРДУ и запаса ксенона, оставшегося в баках СМ. При выходе на целевую орбиту СМ с ПГ отделяется, а основной модуль совершает обратный перелет на ОБ, используя ксенон из собственных баков. Последний рейс буксир осуществляет только в одну сторону — с ОБ на целевую орбиту, после чего он уводится на орбиту захоронения.

Основные предпосылки, исходные данные и критерии эффективности

Принято, что во всех вариантах выведение СМ осуществляется с помощью РН тяжелого класса «Ангара-А5В» (грузоподъемность 37,5 т на круговую орбиту высотой Н _кр = 200 км). Используется схема с выведением связки ХРБ+СМ на незамкнутую орбиту с целью обеспечения падения в океан верхней ступени РН на первом же орбитальном витке. При этом параметры незамкнутой орбиты, формируемой верхней ступенью РН, оптимизируются в зависимости от применяемого ХРБ.

Для случаев базовой, круговой ОБ высотой 800 км как оптимальный вариант (в связи с малым потребным набором скорости) рассматривалось использование ХРБ, представляющего собой центральный модуль разгонного блока «Бриз-М» (разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева) с ЖРД на топливе АТ+НДМГ. С учетом «лифтирования» части бортовых систем в СМ конечная масса ХРБ m _ХРБк = 0,9 т при рабочем расходе топлива m _РТ = 5,1 т.

В качестве одноразовых ХРБ с ЖРД, осуществляющих доставку СМ с ПГ на эллиптические ОБ, приняты варианты кислородноводородных разгонных блоков (КВРБ) разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева [3]. Конечные (отделяемые) массы КВРБ в зависимости от рабочего запаса топлива, полученные с учетом «лифтирования» части его бортовых систем, представлены в табл. 1.

Таблица 1

Конечная масса кислородно-водородных разгонных блоков в зависимости от рабочего запаса топлива

Рабочий запас топлива, т	10,5	16,8	19,6
Конечная (отделяемая) масса, т	2,11	2,71	2,98

Длительность перелета буксира с ОБ на целевую орбиту и обратно, масса расходуемого ксенона и масса выводимого ПГ зависят от выбранного значения удельного импульса ЭРДУ. Суммарное количество рейсов ММБ ( N _Σ ) за его срок активного существования

(САС) определяется длительностью единичного рейса Т _р , включающей времена прямого (ОБ ^ целевая орбита) и обратного (целевая орбита ^ ОБ) перелетов, а также время ожидания и стыковки на ОБ с очередным СМ ( Т _ож = 5 сут).

Расчеты выполнены при условии постоянства вырабатываемой электрической мощности ЯЭУ ММБ на установившемся режиме работы для питания бортовой ЭРДУ N _ЯЭУ = 0,5 и 1 МВт для задачи выведения ПГ на ГСО и N _ЯЭУ = 1 МВт — для задачи доставки ПГ на круговую окололунную полярную орбиту (высотой Н _кр = 100 км).

Приняты следующие основные исходные данные по ММБ с ЯЭРДУ:

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

• •    массы ОМ при электрической мощности ЯЭУ N _ЯЭУ = 0,5 и 1,0 МВт составляют величины = 17,0 и 21,35 т, соответственно (без массы системы хранения и подачи ксенона);

• •    КПД системы преобразования электроэнергии и управления П СПУ = 0,95;

• •    относительная масса системы хранения и подачи ксенона а СХП = 0,1;

• •    масса ПАО СМ в базовом варианте круговой ОБ = 1,5 т, при этом ее постоянная часть (масса бортовых систем, узла и аппаратуры стыковки, не зависящая от размерности СМ с модулем ПГ) равна 0,65 т.

В качестве критериев эффективности при сравнении вариантов ММБ приняты:

• •    масса ПГ, доставляемого на целевую орбиту в единичном рейсе (   );

• •    суммарная масса ПГ (   ), доставляемо

го на целевую орбиту за САС буксира.

Выбор параметров ММБ и орбитыего базирования для задачи полетов на ГСО

Результаты расчетов оптимальных параметров ОБ ядерного буксира (радиусов апогея r _a , перигея r _п и наклонения i ) и соответствующего потребного минимального набора скорости V _ЭРДУ (обеспечиваемого работой ЭРДУ) в зависимости от набора скорости V _ХРБ за счет работы ХРБ, полученные для задачи доставки ПГ с низкой опорной орбиты на ГСО, представлены на рис. 1. Из рис. 1, а следует, что в диапазоне набора скорости V _ХРБ ≤ 2 500 м/с и в соответствующем диапазоне высот апогея эллиптической ОБ Н _а = r _a - R _Земли ≤ 34 650 км оптимальные величины высоты ее перигея и угла наклонения постоянны и равны исходным значениям: Н п = r п - R Земли = 800 км и i = 51,7°-

а)

б)

Рис. 1. Зависимости оптимальных параметров орбиты базирования (ОБ) буксира и характеристической скорости электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) от набора скорости при работе химического разгонного блока: а — оптимальные параметры ОБ; б — характеристическая скорость ЭРДУ

Приведенные на рис. 1 результаты инвариантны к выбору параметров двигательной установки ХРБ и ЭРДУ ММБ в широких пределах, что позволило разделить задачу оптимизации характеристик ММБ на баллистическую часть (минимизация требуемого набора скорости с помощью ЭРДУ в зависимости от скорости, набираемой с помощью ХРБ) и проектную часть (определение оптимального удельного импульса тяги ЭРДУ, энергомассовых характеристик ММБ и ХРБ).

Результаты расчетов по выбору параметров эллиптической орбиты базирования и рациональных параметров ММБ с ЯЭУ электрической мощностью NЯЭУ = 0,5 МВт приведены на рис. 2, а для варианта буксира с ЯЭУ мощностью NЯЭУ = 1 МВт — на рис. 3. Красными сплошными линиями на этих рисунках представлены функции максимальной (по критериям и ) эффективности вариантов ММБ, имеющих эллиптические ОБ. Эти функции представляют собой огибающие линии семейства кривых = f( ), построенных для ряда эллиптических ОБ с различными значениями высоты апогея На. Штриховыми линиями представлены функции для вариантов ММБ с базовой ОБ высотой Нкр = 800 км, на которых точка А соответствует варианту с максимальной суммарной массой ПГ, доставляемых на ГСО за САС буксира: =     . Для ММБ с эллиптическими max

ОБ маркерами в направлении слева направо указаны точки, соответствующие значениям удельного импульса тяги ЭРДУ буксира I _{у ЭРДУ} = 20; 30; 40; 50 км/с и т. д.

Рис. 2. Зависимости = f ( ) для вариантов ММБ с N _ЯЭУ = 0,5 МВт, имеющих различные по высоте апогея орбиты базирования: — — — Н к = 800 км (баз.); ▲ — Н а = 4 160 км; ■ — Н а = 8 420 км; ♦ — Н^ 16 170км; • — Н а = 34 650км; – — огибающая

Примечание. ПГ — полезный груз; ГСО — геостационарная орбита; САС — срок активного существования; ММБ — многоразовый межорбитальный буксир.

Масса ПГ, доставляемого на ГСО в единичном рейсе, т

Рис. 3. Зависимости = f ( ) для вариантов ММБ с N _ЯЭУ = 1 МВт, имеющих различные по высоте апогея орбиты базирования: — — — Н к = 800 км; ▲ — Н а = 4 160 км; ■ — Н а = 8 420 км; ♦ — Н а = 16 170 км; • — Н а = 34 650 км; – — огибающая

Примечание. См. рис. 2.

Из анализа полученных результатов следует, что значения удельного импульса тяги ЭРДУ буксира, оптимизируемые по критериям « » и « », практически неизменны для рассмотренного диапазона эллиптических ОБ и могут выбираться в широком диапазоне величин I _{у ЭРДУ opt} ≈ 55…75 км/с.

C ростом высоты апогея эллиптической ОБ до Н _а ≈ 35 000 км имеет место непрерывное и значительное (до ~2-х раз) увеличение суммарной массы выводимых ПГ при относительно небольшом (не более 20…25%) снижении массы ПГ , выводимого в единичном рейсе буксира. При ограничении высоты апогея эллиптической ОБ величиной Н _а ≤ 16 000 км может быть достигнут паритет и даже увеличение массы в сравнении с оптимальным вариантом ММБ с базовой ОБ высотой Н _кр = 800 км, отвечающим выполнению условия = _max . В частности, для сравниваемых вариантов ММБ с N _ЯЭУ = 0,5 МВт, при той же доставляемой массе = 15,7 т, что и у оптимального буксира с базовой ОБ (см. точку А на рис. 2), использование эллиптической ОБ с высотой апогея Н _а = 16 170 км позволяет увеличить суммарную массу ПГ, доставляемых на ГСО за САС буксира, с ~190 до ~250 т. При этом, как следует из рис. 4, расход ксенона в единичном рейсе буксира ( m _Хе ) для эллиптической ОБ снижается в ~3,6 раза, а длительность рейса — в 1,24 раза.

Высота апогея орбиты базирования, км а)

б)

Рис. 4. Функции изменения расхода рабочего тела электро-ракетной двигательной установки и длительности единичного рейса буксира в зависимости от высоты апогея его орбиты базирования: а — расход ксенона на рейс буксира; б — длительность рейса буксира

С целью пояснения полученных результатов для двух крайних вариантов используемых ОБ — базовой и высокоэллиптической (с высотой апогея На = 34 650 км) — в табл. 2 дано сопоставление величин суммарной скорости (VХРБ+ЭРДУ), набираемой за счет работы ХРБ и ЭРДУ буксира и требуемой для доставки ПГ с низкой опорной орбиты высотой Н = 200 км на ГСО, а также оптимальных характеристик ММБ и значений используемых критериев эффективности ( и ), рассчитанных при одинаковой электрической мощности ЯЭУ буксиров NЯЭУ = 0,5 МВт.

Таблица 2

Сопоставление вариантов ММБ с базовой и высокоэллиптической орбитами базирования для транспортной операции ОБ → ГСО → ОБ

Тип ОБ	Высота ОБ, км	V ХРБ+ЭРДУ, м/с	, м/с	I уЭРДУ opt , км / с	m Хе, т	T р, сут	, т	, т
Круговая (баз.)	800/800	7 694	14 722	35,93	13,02	304,3	15,7	188,4
Эллиптическая	800/34 650	5 799	6 598	73,23	2,37	202,9	15,0	270,0

Примечание. * — суммарный набор скорости буксиром в рейсе с ОБ на ГСО и обратно; ММБ — многоразовый межорбитальный буксир; ОБ — орбита базирования; ГСО — геостационарная орбита.

Из табл. 2 следует, что эффективность использования эллиптической ОБ определяется, прежде всего, существенным снижением суммарных энергозатрат на выполнение рейса буксиром благодаря:

• •    более экономичной (по набору скорости V _{ХРБ+ЭРДУ} ) комбинированной схеме доставки СМ с ПГ на ГСО с помощью ХРБ с ЖРД и буксира с ЭРДУ;

• •    сокращению в ∼2,2 раза (с 7 361 м/с до 3 299 м/с) требуемого набора скорости ОМ буксира для возврата с ГСО на ОБ.

В связи с этим и с учетом более высокого значения I _{уЭРДУ opt} для варианта ММБ с высокоэллиптической ОБ ( Н _а = 34 650 км) имеют место:

• •    снижение в 5,25 раза расхода ксенона в расчете на 1 кг выводимого ПГ;

• •    сокращение в 1,5 раза длительности единичного рейса буксира;

• •    увеличение в 1,43 раза суммарной массы ПГ, выводимых за САС буксира.

В то же время, как следует из табл. 2, снижение массы ПГ, выводимого на ГСО в единичном рейсе буксира, в варианте использования высокоэллиптической ОБ невелико: Δ = 15,7 - 15,0 = 0,7 т (т. е. ~4,5%).

При этом важным фактором в пользу выбора для ММБ высокоэллиптической ОБ является возможность резкого сокращения длительности пребывания буксира и выводимых модулей ПГ в зонах интенсивного загрязнения техногенным космическим «мусором». Согласно данным [4], для ядерного буксира наиболее опасным с точки зрения столкновения с космическим «мусором» является диапазон высот 800…1 500 км. На рис. 5 представлены функции изменения суммарной длительности пребывания ММБ в шаровом слое высотой 800…1 500 км в единичном рейсе в зависимости от высоты апогея его ОБ, полученные для варианта буксира с ЯЭУ мощностью NЯЭУ = 0,5 МВт при условии = const = 15,0 т и при использовании оптимальных законов управления вектором тяги ЭРДУ. Крайние левые точки функций отвечают варианту круговой ОБ высотой Нкр = 800 км, когда буксир с ЭРДУ должен проходить зону высокой плотности косми- ческого «мусора», непрерывно двигаясь внутри этой зоны по разворачивающейся (при перелете с ОБ на ГСО) или сворачивающейся

Рис. 5. Длительность пребывания ММБ в шаровом слое высотой 800...1 500 км в зависимости от высоты апоцентра орбиты базирования (ОБ) для прямого и обратного перелетов: • — перелет ОБ ^ ГСО; ■ — перелет ГСО ^ ОБ Примечание. ММБ — многоразовый межорбитальный буксир; ГСО — геостационарная орбита.

Из рис. 5 следует, что при использовании высокоэллиптической ОБ (Нп /На = 800/34 650 км) вместо базовой круговой ОБ длительность пребывания буксира в зоне высот 800…1 500 км, суммируемая за весь рейс на ГСО и обратно, сокращается в ~16 раз (с ~16 до ~1 сут), поскольку здесь буксир лишь кратковременно «погружается» в зону высот 800…1 500 км, проходя перигейную, малую по длительности часть очередного орбитального витка. Причем эти «погружения» имеют место при относительно небольшом числе орбитальных витков, когда высота перигея текущей орбиты еще не превышает высоты верхней границы зоны Нп тек ≤ 1 500 км.

С целью сокращения числа таких витков в рейсе, на примере прямого перелета ОБ→ГСО (основного по времени нахождения ММБ в зоне высот 800…1 500 км) рассмотрена модификация закона управления ориентацией вектора тяги ЭРДУ буксира, заключающаяся в разбиении траектории полета на два участка. На первом участке тяга ЭРДУ направлена по трансверсали (бинормальная составляющая равна нулю); продолжительность этого участка определяется моментом достижения высоты перигея Н _{п тек} ≥ 1 500 км. На втором участке программа управления ориентацией вектора тяги ЭРДУ оптимизируется с применением принципа максимума Понтрягина.

На рис. 6 представлены результаты модифицирования закона управления вектором тяги ЭРДУ, показывающие, что в сравнении с вариантом круговой ОБ ( Н _кр = 800 км) использование высокоэллиптической ОБ ( Н _а = 34 650 км) в сочетании с применением модифицированного закона управления позволяет сократить длительность пребывания буксира в зоне высот 800…1 500 км, суммируемую за перелет на ГСО, в ~140 раз (с 10,5 до 0,07 сут). При этом увеличение требуемого набора скорости V _ЭРДУ , связанное с модификацией закона управления, незначительно — эквивалентные потери массы ПГ, выводимого буксиром на ГСО, составляют ~0,1%.

Рис. 6. Длительность пребывания ММБ в шаровом слое высотой 800...1 500 км в зависимости от высоты апоцентра ОБ для перелета на ГСО с оптимальным и модифицированным законами управления вектором тяги ЭРДУ: • — оптимальный закон управления; О — модифицированный закон управления

Примечание. ММБ — многоразовый межорбитальный буксир; ОБ — орбита базирования; ГСО — геостационарная орбита; ЭРДУ — электроракетная двигательная установка.

Выбор параметров ММБ и орбиты его базирования для задачи полетов на окололунную орбиту

Задача поиска оптимальных траекторий перелета ММБ на базе ЯЭРДУ с ОБ на круговую лунную полярную орбиту (ЛПО) высотой Н _кр = 100 км и обратно решалась с одновременным учетом гравитационных полей Земли и Луны (задача трех тел) [5].

Результаты оценки изменения рациональных характеристик и показателей эффективности применения ММБ с ЯЭУ электрической мощностью N _ЯЭУ = 1 МВт для задачи доставки ПГ с низкой опорной околоземной орбиты на ЛПО представлены в табл. 3, а также на рис. 7 в виде зависимостей суммарной массы ПГ , выводимых на ЛПО за САС буксира, от массы ПГ , выводимого в единичном рейсе буксира, построенных для ряда значений высоты апогея его ОБ Н _а .

Сопоставление с представленными выше результатами для задачи доставки ПГ на ГСО показывает, что эффективность использования эллиптических ОБ для лунного буксира несколько ниже. В частности, здесь отсутствует возможность получения прироста массы ПГ в единичном рейсе от использования эллиптических ОБ вместо базовой круговой ОБ, а также ниже прирост суммарной (за САС буксира) массы выводимых ПГ при прочих равных условиях. Тем не менее, и для лунного буксира сохраняются преимущества использования эллиптических ОБ в части снижения длительности рейсов буксира и снижения затрат ксенона на единицу массы выводимого ПГ. Полностью сохраняется такое важное преимущество эллиптических ОБ, как резкое снижение длительности пребывания ММБ в зоне интенсивного загрязнения техногенным космическим «мусором».

Рис. 7. Зависимости суммарной массы ПГ, доставляемых на ЛПО за САС буксира, от массы ПГ, выводимого в единичном рейсе, полученные для вариантов ОБ с различной высотой апогея: — — — базовая ОБ (Н_к = 800 км); ▲ — H _а = 4 160 км; ■ — H _а = 8 420 км; ♦ — H _а = 16 170км; • — H _а = 34 650 км Примечание. ПГ — полезный груз; ЛПО — лунная полярная орбита; САС — срок активного существования; ОБ — орбита базирования.

Таблица 3

Характеристики транспортной операции ОБ → ЛПО → ОБ

Н а, км	V ХРБ, м/с	, м/с	, т	, т	m Хе, т	I у ЭРДУ, км / с	T р, сут
800 (баз.)	333	16 320	252,3	15,8	12,5	47,06	228
4 160	1 000	14 878	257,8	15,2	9,91	51,89	215
8 420	1 500	13 508	261,2	13,8	8,26	54,04	192
16 170	2 000	11 822	267,5	13,4	5,96	62,90	182
34 650	2 500	9 590	278,2	13,2	3,70	78,93	174

Примечание. * — суммарный набор скорости для перелета буксира на ЛПО и обратно; ОБ — орбита базирования; ЛПО — лунная полярная орбита.

В качестве иллюстрации на рис. 8 проведено сопоставление функций изменения текущей высоты ( Н _тек ) полета ММБ с ЯЭРДУ над поверхностью Земли в финальной части его возвращения с орбиты Луны на круговую ( Н _кр = 800 км) и высокоэллиптическую ( Н _п /Н _а = 800/34 650 км) околоземные ОБ.

б)

Рис. 8. Изменение текущей высоты полета ММБ над поверхностью Земли при возвращении с окололунной орбиты: а — возвращение на круговую ОБ (H _кр = 800 км); б — возвращение на эллиптическую ОБ

Примечание. ММБ — многоразовый межорбитальный буксир; ОБ — орбита базирования.

Из рис. 8, а следует, что, спускаясь по спирали на круговую ОБ, буксир с ЭРДУ будет непрерывно находиться в опасной зоне высот Н _тек = 800…1 500 км в течение ~2,3 сут (с момента полета Т _н ≈ 71 сут до момента Т _к ≈ 73,3 сут). При возвращении на высокоэллиптическую ОБ (к моменту Т _к ≈ 61,4 сут на рис. 8, б) буксир «погружается» в опасную зону лишь дважды — в моменты прохождения зоны перигея промежуточных орбит Т ₁ ≈ 60,5 сут и Т ₂ ≈ 60,94 сут. Суммарная длительность этих «погружений» в опасную зону высот 800…1500 км здесь составляет ~0,02 сут, что на ~2 порядка меньше в сравнении с вариантом базовой круговой ОБ высотой Н = 800 км.

В заключение следует отметить, что определенную проблему представляет осуществление стыковки СМ и ОМ буксира на высокоэллиптической ОБ — при использовании традиционных средств и методов стыковка потребует значительного времени. Решить эту проблему можно, используя многовитко-вую (10…20 витков) схему выведения СМ на орбиту стыковки в сочетании с автоматизированным (по данным систем GPS и ГЛОНАСС) адаптивным управлением импульсами тяги маршевого двигателя, выдаваемыми в апсидальных точках орбит для корректировки периода и, если требуется, угла наклонения промежуточных орбитальных витков СМ. Целью этих многократных коррекций является максимально точное совмещение конечных параметров движения СМ с параметрами движения ОМ буксира перед их стыковкой.

Многовитковое адаптивное выведение СМ на эллиптическую ОБ ММБ можно реализовать несколькими способами, в частности:

• •    использованием в составе ХРБ дополнительной корректирующей двигательной установки многократного (до ~10 раз)

включения, осуществляющей на конечном этапе выведения многократные адаптивные коррекции возмущений, возникших на этапе работы основного маршевого ЖРД;

• •    возложением на двигательную установку СМ функций конечных (после отделения ХРБ) многократных адаптивных коррекций параметров движения, скорректировав соответствующим образом ее состав и увеличив заправку топливом.

Наилучшим по энергомассовой эффективности, надежности и стоимости представляется третий способ — с использованием ХРБ на базе маршевого ЖРД многократного включения, работающего по схеме «газ–газ», имеющего относительно небольшую тягу (порядка единиц килоньютонов) и обладающего высокой надежностью включений. Такой ЖРД, недорогой, малонапряженный по своим параметрам и в то же время компактный и эффективный, может быть создан с использованием технологии безнасосного криогенного ЖРД [6] на базе модифицированной рулевой камеры двигателя КВД1 разработки КБХМ им. А.М. Исаева, прошедшего полный цикл наземной отработки и летно-конструкторских испытаний в составе блока 12КРБ, созданного в ГКНПЦ имени М.В. Хруничева для индийской РН GSLV .

Заключение

Использование высокоэллиптических орбит базирования является средством повышения безопасности применения многоразовых межорбитальных буксиров с ЯЭРДУ для задач доставки ПГ на ГСО и окололунную орбиту, обеспечивающим снижение на два порядка продолжительности пребывания буксира в зоне интенсивного загрязнения техногенным космическим «мусором» и позволяющим (при использовании вспомогательного ХРБ на базе кислородно-водородного ЖРД):

• •    снизить в ~3 и ~5 раз расход ксенона в расчете на единицу массы ПГ, доставляемого на окололунную орбиту и ГСО, соответственно;

• •    увеличить суммарную массу ПГ, доставляемых за САС буксира на окололунную орбиту и ГСО, соответственно в 1,1 и 1,4 раза за счет сокращения продолжительности рейсов буксира и увеличения их числа.