Способ управления транспортной космической системой при перелёте космического корабля с окололунной орбиты на околоземную орбиту

Изобретение относится к транспортировке полезных грузов при перелетах космического корабля (КК), например, с окололунной на околоземную орбитальную станцию. Способ включает стыковку КК с разгонным блоком (РБ) и выдачу с помощью РБ импульса для перелета с окололунной орбиты к Земле по пролетной траектории с высотой перигея, равной высоте конечной околоземной орбиты. В перигее выполняют тормозной импульс для перевода КК на переходную эллиптическую орбиту и отстыковывают РБ от КК. Последний стыкуют с другим РБ, предварительно запущенным на данную переходную орбиту. С помощью этого РБ в перигее выполняют заключительный тормозной импульс, переводя КК на конечную околоземную орбиту (орбиту станции). Техническим результатом является снижение затрат топлива на перелёт КК с окололунной на околоземную орбиту, что позволяет, в частности, уменьшить потребное количество РБ в транспортной системе. 3 ил.

 

Предлагаемый способ управления может быть использован в космической технике при выведении космического корабля (КК), находящегося на окололунной орбите на заданную околоземную орбиту.

Для перелета КК к Земле с орбиты Луны необходимо выполнить отлетный импульс, величина которого в зависимости от высоты и вида окололунной орбиты варьируется от 450 до 950 м/с. Нижняя оценка соответствует отлету с гало-орбиты NRHO (Near Rectilinear Halo Orbit), на которой планируется развернуть будущую окололунную станцию Deep Space Gate [1. Whitley R., Martinez R., 2015 "Options for Staging Orbits in Cis-Lunar Space", https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20150019648.pdf]. Эта орбита является высокоэллиптической с высотой в периселении около 2500 км и в апоселении около 70000 км. Оптимальный отлетный импульс разбивается на два. Первый импульс ~250 м/с выполняется при сходе с орбиты NRHO для пролета Луны на заданном расстоянии, а второй импульс ~200 м/с - пертурбационный при пролете Луны [1]. Верхняя оценка соответствует низкой окололунной круговой орбите высотой 100÷200 км [2. Е.В. Тарасов, «Космонавтика», Машиностроение, 1977]. Отлетный импульс определяется таким образом, чтобы пройти относительно Земли на заданном расстоянии Н, соответствующем высоте заданной околоземной орбиты, на которой, например, может располагаться орбитальная станция (ОС). После отлета КК движется по геоцентрической орбите с перигеем высотой Н, а скорость в перигее ~11.0 км/с, что близко к 2-ой космической скорости [2]. Для снижения скорости до 1-ой космической (~8 км/с) и перехода на заданную околоземную орбиту требуется приложения к КК тормозного импульса [2].

Определим величину импульса V1 для перевода КК на круговую околоземную орбиту высотой Н=400 км:

где μ - гравитационный параметр Земли,

r - радиус орбиты Земли и r = Н+rз, где

rз=6378 км - радиус Земли [2],

- скорость входа (скорость на бесконечности) в перицентре высотой Н=400 км геоцентрической орбиты при перелете от Луны к Земле в течение 3.5 суток составит Таким образом, подставляя в формулу (2) необходимые значения получим V1~3200 м/с.

Известен способ управления движением КО при перелете с орбиты Луны на орбиту Земли, выбранный в качестве аналога [3. Муртазин Р.Ф. «Транспортная космическая система нового поколения для обеспечения лунных экспедиций», «Космонавтика и Ракетостроение», 2017, том 95, №2, с. 55-63], включающий выполнение КК отлетного импульса для перелета от Луны по траектории с пролетом относительно Земли на заданной высоте Н. Из-за расположения высоты Н в атмосфере Земли, за счет аэроторможения обеспечивается снижение скорости КК до 1-ой космической скорости по методу «тормозных» эллипсов [4. В.И. Левантовский, «Механика космического полета в элементарном изложении», Наука, 1980 г]. И наконец, после очередного прохода КК в атмосфере и снижения высоты апогея Нα до заданной высоты околоземной орбиты НOC, прикладывая к КК в апогее разгонный импульс Vпep можно поднять перигей орбиты до высоты НОС, после чего КК переходит на заданную околоземную орбиту. На этой орбите может располагаться ОС, с которой проводят сближение и стыковку.

Этот способ позволяет отказаться от большого импульса торможения V1, что позволяет сэкономить значительное количество топлива.

Основными недостатками такого способа управления являются необходимость иметь аэродинамический зонт с многоразовой теплозащитой и длительное время полета по переходным «тормозным» эллипсам [3], что приводит к необходимости неоднократно пересекать радиационные пояса Земли. Многоразовый аэродинамический зонт требует дополнительных ответственных профилактических работ на околоземной ОС при подготовке последующих перелетов, что также существенно увеличивает стоимость эксплуатации транспортной системы (ТС).

Известен способ управления, выбранный в качестве прототипа, включающий приложение к КК отлетного импульса Vотл для перелета с окололунной орбиты по траектории с прохождением от Земли на заданной высоте Н. Точка прохождения на заданном высоте от Земли является одновременно и точкой заданной околоземной орбиты. В окрестности этой точки выполняется тормозной импульс V1 для перевода КК с перелетной орбиты на заданную орбиту вокруг Земли [4].

Несмотря на самый простой и быстрый переход на заданную орбиту, недостатком этого способа является значительная величина тормозного импульса V1, требующая больших затрат топлива и, соответственно мощного разгонного блока (РБ). В условиях дефицита топлива этот фактор может быть критическим.

Техническим результатом изобретения является снижение затрат топлива для перевода КК на заданную околоземную орбиту.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления транспортной космической системой при перелете КК с окололунной орбиты на околоземную орбиту, включающем приложение к КК с отлетно-тормозным блоком отлетного импульса Vотл для перелета с окололунной орбиты по траектории с прохождением от Земли на заданной высоте Н, в отличие от известного, определяют отлетный импульс Vотл для прохождения от Земли на высоте Н, равной высоте заданной околоземной орбиты НОС, определяют высоту апогея переходной эллиптической орбиты Нαc учетом энергетических возможностей отлетно-тормозного блока по выполнению импульса величиной V1 для перевода КК с отлетно-тормозным блоком на переходную эллиптическую орбиту с высотой апогея Нα, по достижению высоты Нот Земли к КК с отлетно-тормозным блоком прикладывают тормозной импульс V1 для его перевода на переходную эллиптическую орбиту с высотой апогея Нα, после чего КК отстыковывают от отлетно-тормозного блока и стыкуют с тормозным блоком, предварительно запущенным на переходную эллиптическую орбиту, определенную с учетом энергетических возможностей отлетно-тормозного блока, а затем, при прохождении перигея переходной эллиптической орбиты на высоте НOC, к КК с тормозным блоком прикладывают тормозной импульс V2 для перехода на заданную околоземную орбиту.

Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что, по сравнению с прототипом, тормозной РБ не выводится на окололунную орбиту, оставаясь на околоземной эллиптической переходной орбите. Такой подход позволяет экономить топливо, эквивалентное величине импульса для перевода РБ с переходной эллиптической орбиты на окололунную орбиту и топливо, затрачиваемое на перелет с окололунной орбиты к Земле в составе с КК и другими РБ. В совокупности все это позволяет существенно сэкономить топливо тормозного РБ для выдачи тормозного импульса V2.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1÷3, где:

на фиг. 1 показана схема выведения КК на круговую околоземную орбиту с использованием аэроторможения по способу аналогу;

на фиг. 2 показана схема выведения КК на круговую околоземную орбиту при помощи одного тормозного импульса V1 по способу прототипу;

на фиг. 3 показана схема выведения КК на круговую околоземную орбиту при использовании двух РБ по предлагаемому способу управления.

На фиг. 1 показана схема выведения на круговую околоземную орбиту с использованием способа-аналога. Вначале КК отлетным импульсом Vотл (1) с окололунной орбиты (2) переводится на траекторию полета к Земле (3) с пролетом относительно Земли на расстоянии, соответствующем высоте Н (4). Из-за расположения высоты Н в атмосфере Земли (5), за счет аэроторможения обеспечивается снижение скорости КК до 1-ой космической скорости путем последовательных погружений в атмосферу и переходам на «тормозные» эллипсы (6), с монотонно уменьшающейся высотой апогея Нαi (7). И наконец, после снижения высоты апогея промежуточного эллипса Нα до заданной высоты околоземной орбиты НOC (8) к КК в апогее прикладывается разгонный импульс Vпep (9) для подъема перигея орбиты с высоты Н до высоты НОС, после чего КК переходит на заданную околоземную орбиту. На этой орбите может располагаться ОС, с которой впоследствии КК проводит сближение и стыковку.

На фиг. 2 показана схема выведения прототипа на круговую околоземную орбиту при помощи одного тормозного импульса V1. Здесь также как и в аналоге, для выведения КК на заданную околоземную орбиту посредством отлетного импульса Vотл (1) формируется траектория облета Земли на заданном высоте Н (4). Точка прохождения на заданном расстоянии от Земли является одновременно и точкой заданной околоземной орбиты с высотой НOC (8). В окрестности этой точки выполняется тормозной импульс V1 (10) для перевода КК с перелетной орбиты на заданную орбиту вокруг Земли.

На фиг. 3 показана схема выведения на круговую околоземную орбиту при использовании двух РБ по предлагаемому способу управления. Вначале КК с помощью отлетно-тормозного блока выполняет отлетный импульс Vотл (1) с окололунной орбиты (2) переводится на траекторию полета (3) с пролетом Земли на заданном высоте Н (4), соответствующей высоте Нос заданной околоземной орбиты (8). Точка прохождения на заданном расстоянии от Земли является одновременно и точкой заданной околоземной орбиты. В окрестности этой точки выполняется тормозной импульс V1 (10) для перевода КК с орбиты (3) на переходную эллиптическую орбиту вокруг Земли (11) с заданной высотой апогея Нα (12). После расстыковки с отлетно-тормозным блоком (13) КК стыкуется с тормозным блоком (14), предварительно запущенным на эту эллиптическую орбиту, и при прохождении перигея на высоте НОС помощью тормозного РБ выполняется тормозной импульс V2 (15) для перевода КК на заданную околоземную орбиту (8).

Предлагаемый способ рассмотрим на примере (фиг. 3). Пусть в качестве заданной околоземной орбиты рассматривается круговая орбита (8) высотой 400 км. Рассмотрим задачу перелета КК с круговой орбиты вокруг Луны (2) высотой 100 км. Схема перелета включает отлетный импульс Vотл (1), формирующий траекторию с пролетом у Земли на расстоянии около 400 км (4) и тормозной импульс V1 (10) для перевода космического объекта на переходную эллиптическую орбиту вокруг Земли. Отлетный импульс Vотл и тормозной импульс V1 выполняются за счет топлива отлетно-тормозного РБ. Величина тормозного импульса V1 соответствует топливу, оставшемуся в РБ на момент пролета Земли на расстоянии 400 км. Очевидно, что чем больше V1, тем меньше высота переходной эллиптической орбиты Нα (12). После перехода на эту эллиптическую орбиту отлетно-тормозной РБ отстыковывается от КК (13). Затем КК стыкуется с тормозным РБ, с помощью которого при прохождении перигея эллиптической орбиты выполняется тормозной импульс V2 (15), который окончательно переводит КК на заданную круговую орбиту высотой НОС (8). Оптимизация предлагаемого способа заключается в определении высоты апогея Нα переходной эллиптической орбиты, позволяющей полностью использовать топливо обоих РБ.

Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что, по сравнению с прототипом тормозной РБ не выводится на окололунную орбиту, оставаясь на околоземной эллиптической переходной орбите. Такой подход позволяет экономить топливо, эквивалентное величине импульса для перевода РБ с переходной эллиптической орбиты на окололунную орбиту и топливо, затрачиваемое на перелет с окололунной орбиты к Земле в составе с КК и другими РБ. В совокупности все это позволяет существенно сэкономить топливо тормозного РБ для выдачи тормозного импульса V2.

Рассмотрим пример. Пусть в качестве окололунной орбиты КК рассматривается, описанная выше гало-орбита NRHO. Пусть масса КК на окололунной орбите МКК=6500 кг. Оценим массовые характеристики РБ, для выполнения отлета с окололунной орбиты и перехода на заданную околоземную орбиту. Выберем РБ с сухой массой Мсух=6000 кг и определим потребную массу топлива Мтопл, исходя из удельного импульса в 334 сек [5. Вестник НПО им. Лавочкина №2, 2017] для способа-прототипа. Суммарный потребный бюджет характеристической скорости по способу-прототипу составляет с учетом гравитационных потерь:

Полный импульс РБ при выработке всего топлива, рассчитанный по формуле Циолковского [2] составит:

Если m0кксухтопл, то mккксух. Используя формулу Циолковского можно получить

Таким образом, для того чтобы перевести КК массой около 6.5 т, используя способ-прототип на околоземную орбиту высотой 400 км надо использовать РБ с полной массой:

МРБсухтопл=6+36.9=42.9 т.

Эту задачу можно решить оптимально, если вместо одного большого РБ использовать 4 малых РБ [5], с массой каждого на окололунной орбите МРБ=6050 кг, из которой сухая масса Мсух=1350 кг и масса топлива Мтопл=4700 кг. В этом случае суммарная масса всех РБ составит 24.2 т.

Рассмотрим, как будет решена эта задача при использовании предложенного способа. При отлете от Луны используется только один отлетно-тормозной блок. В этом случае масса КК с РБ на момент отлета составит 12550 кг, а конечная масса 7850 кг. Согласно формуле (2) располагаемая скорость КК на начало отлета составит ΔVрасп~1540 м/с. Вычитая из этой скорости Vотл можно определить величину тормозного импульса V1 для перевода на переходную высокоэллиптическую орбиту вокруг Земли.

Если отлетная скорость к Луне с околоземной орбиты высотой 400 км к Луне в импульсной постановке составляет около 3050 м/с [1], то с учетом V1 можно предполагать, что для достижения переходной эллиптической орбиты на низкой околоземной орбите к КК должен быть приложен импульс . Соответственно и V2 - тормозной импульс для перехода на заданную околоземную орбиту будет равен ΔV. Учитывая, что в перигее эллиптической орбиты скорость определяется как по располагаемому значению V можно определить высоту апогея Нα переходной эллиптической орбиты, используя формулу для энергии орбиты [2]:

где - большая полуось орбиты. Подставляя известные значения в формулу (4) можно получить:

или Нα~21.3 тыс. км

Оценим располагаемую массу топлива тормозного РБ, выводимого на переходную эллиптическую орбиту в предположении, по сравнению с РБ на окололунной орбите. Как уже было определено выше, разница в массе топлива определяется импульсом ΔVрасп=1540 м/с. Воспользовавшись формулой Циолковского можно определить mк - конечную массу РБ на переходной орбите:

или

Если m0 соответствует массе РБ на окололунной орбите в 6050 кг, то mк на переходной эллиптической составит 9500 кг, а с учетом что Мсух=1350 кг располагаемая масса топлива Мтопл у РБ на переходной эллиптической орбите составит 8150 кг. Таким образом, после сближения и стыковки КК с тормозным блоком масса КК с РБ составит 6500+9500=16000 кг, а располагаемая скорость в пересчете на массу КК с РБ составит уже ΔVрасп1~2400 м/с. Как видно это значение превосходит потребное значение для импульса V2:

ΔVpacп1=2400>V2=1960 м/с

Таким образом, используя предлагаемый способ для доставки КК к околоземной ОС станции достаточно только двух РБ с суммарной полной массой ~15.6 т. По сравнению с прототипом суммарная потребная масса РБ для решения поставленной задачи меньше почти в 2.75 раза по сравнению с прототипом.

Способ управления транспортной космической системой при перелете космического корабля с окололунной орбиты на околоземную орбиту, включающий приложение к космическому кораблю с отлетно-тормозным блоком отлетного импульса Vотл для перелета с окололунной орбиты по траектории с прохождением от Земли на заданной высоте Н, отличающийся тем, что определяют отлетный импульс Vотл для прохождения от Земли на высоте Н, равной высоте заданной околоземной орбиты НOC, определяют высоту апогея переходной эллиптической орбиты Нα с учетом энергетических возможностей отлетно-тормозного блока по выполнению импульса величиной V1 для перевода космического корабля с отлетно-тормозным блоком на переходную эллиптическую орбиту с высотой апогея Нα, по достижении высоты Н от Земли к космическому кораблю с отлетно-тормозным блоком прикладывают тормозной импульс V1 для его перевода на переходную эллиптическую орбиту с высотой апогея Нα, после чего космический корабль отстыковывают от отлетно-тормозного блока и стыкуют с тормозным блоком, предварительно запущенным на переходную эллиптическую орбиту, определенную с учетом энергетических возможностей отлетно-тормозного блока, а затем, при прохождении перигея переходной эллиптической орбиты на высоте НOC, к космическому кораблю с тормозным блоком прикладывают тормозной импульс V2 для перехода на заданную околоземную орбиту.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) в процессе коррекции его орбиты. Способ включает развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) нормалью их поверхности на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА.

Изобретение относится к наземным испытаниям космических аппаратов (КА), корпус которых выполнен с боковыми гранями из сотопанелей (СП), содержащих аксиальные (вертикальные) и горизонтальные коллекторные тепловые трубы.
Изобретение относится к космической биологии и включает запуск в космос с последующим возвращением на Землю размножаемого биологического объекта. В качестве такого объекта используют начавшую зимовку пчелиную семью, помещенную в улей с сотами в рамках.

Изобретение относится к соединительным устройствам космических аппаратов (КА) и может быть использовано для буксировки космического мусора, в т. ч.
Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к очистке околоземного космического пространства (ОКП) (КМ). Способ очистки околоземного космического пространства от мелких частиц космического мусора включает выведение мини-спутника, например, с космической станции с размещенными на ней несколькими мини-спутниками на орбиту движения мелких частиц КМ.

Изобретение относится к межпланетным перелётам, например при доставке космических объектов (КО) на станцию, расположенную на высокой окололунной орбите. Способ включает перелет от Земли к Луне по траектории с пролетом Луны на заданной высоте, где выполняют первый тормозной импульс для перевода КО на начальную окололунную орбиту.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к способам и устройствам очистки околоземного космического пространства от космического мусора, и может быть использовано для уничтожения космических аппаратов (КА) в плотных слоях атмосферы.
Изобретение относится к области космических исследований и может быть использовано при выполнении космических экспериментов. Способ выполнения космического исследования предусматривает запуск в космос объекта космической перевозки с выведением его на окололунную орбиту с последующим возвращением на Землю.

Изобретение относится к построению и преобразованию многоярусных спутниковых систем (СС) обзора околоземного пространства, имеющего вид сферического слоя, с заданными кратностью и периодичностью.

Изобретение относится к построению и преобразованию спутниковых систем (СС) обзора околоземного пространства, имеющего вид сферического слоя, с заданными кратностью и периодичностью.

Изобретение относится, главным образом, к спутникам для наблюдения Земли. Привязка включает измерение параметров орбиты спутника, ортотрансформирование снимка и определение по нему точки, из которой выполнялась съемка.

Устройство и способы удержания спутника на орбите. Спутник содержит северный электрический двигатель малой тяги и южный электрический двигатель малой тяги, установленные на стороне зенита, восточный химический двигатель малой тяги, установленный на восточной стороне, и западный химический двигатель малой тяги, установленный на западной стороне.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) в процессе коррекции его орбиты. Способ включает развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) нормалью их поверхности на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА.

Группа изобретений относится к информационным системам ИСЗ для выявления потенциальных угроз в ходе мониторинга радиационной обстановки, электромагнитных транзиентов: космических и атмосферных всплесков гамма-, оптического и УФ-излучения.

Группа изобретений относится к области космической техники, а более конкретно к гибридному аэрокосмическому транспорту с вертикальным взлетом и посадкой. Суборбитальный ракетоплан, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, содержит гибридную силовую установку (ГСУ).

Изобретение относится к соединительным устройствам космических аппаратов (КА) и может быть использовано для буксировки космического мусора, в т. ч.

Изобретение относится преимущественно к корпусным элементам малых космических аппаратов (МКА), изготовленным по новым технологиям из сэндвич-панелей (СП) на основе вспененного алюминия.
При управлении космическим аппаратом с использованием исправного бортового компьютера при входе в теневой участок запускают таймер, предусмотренный в блоке управления космического аппарата, с продолжительностью, равной максимальной продолжительности теневого участка; после выхода из теневого участка при неисправном бортовом компьютере, по сигналу таймера космический аппарат переводят в режим работы с использованием автономного контура управления, а при исправном бортовом компьютере по информации от бортового баллистического программного обеспечения отключают таймер, и управление космического аппарата осуществляют по информации исправного бортового компьютера.

Изобретение относится к построению одно- или многоярусных спутниковых систем (СС) непрерывного глобального обзора околоземного пространства с заданными кратностью и периодичностью.

Изобретение относится к построению и преобразованию спутниковых систем (СС) обзора околоземного пространства, имеющего вид сферического слоя с заданными кратностью и периодичностью.

Изобретение относится к соединительным устройствам космических аппаратов (КА) и может быть использовано для буксировки космического мусора, в т. ч.

Изобретение относится к транспортировке полезных грузов при перелетах космического корабля, например, с окололунной на околоземную орбитальную станцию. Способ включает стыковку КК с разгонным блоком и выдачу с помощью РБ импульса для перелета с окололунной орбиты к Земле по пролетной траектории с высотой перигея, равной высоте конечной околоземной орбиты. В перигее выполняют тормозной импульс для перевода КК на переходную эллиптическую орбиту и отстыковывают РБ от КК. Последний стыкуют с другим РБ, предварительно запущенным на данную переходную орбиту. С помощью этого РБ в перигее выполняют заключительный тормозной импульс, переводя КК на конечную околоземную орбиту. Техническим результатом является снижение затрат топлива на перелёт КК с окололунной на околоземную орбиту, что позволяет, в частности, уменьшить потребное количество РБ в транспортной системе. 3 ил.

Наверх