1. Принципы построения систем управления
РАЗГОННЫМИ БЛОКАМИ
Система управления (СУ) одноступенчатым разгонным блоком (РБ) предназначена для управления выведением космических аппаратов (КА) на средневысотные и высоковысотные орбиты (в том числе солнечно-синхронные и стационарные с любой долготой подспутниковой точки орбиты), а в перспективе – на отлетные траектории к Луне и планетам Солнечной системы.
Система управления разгонным блоком обеспечивает:
– одиночные и групповые запуски КА с разведением их в плоскости орбиты, а при необходимости и в различные плоскости;
– выведение полезного груза на орбиты с заданными точностью и надежностью;
– автономное решение задач навигации и управления движением,
а также управления бортовыми системами на всех участках полета РБ;
– подготовку РБ к запуску в составе ракеты-носителя (РН) совместно с наземной аппаратурой системы управления (НАСУ);
– проведение всех предстартовых операций (контроль бортовых систем, ввод полетного задания (ПЗ), привязку работы систем к единому времени и т.д.);
– взаимодействие с бортовыми системами;
– взаимодействие с наземным стартовым комплексом.
1.1. Типовые циклограммы работы разгонного блока
Современные РБ с многократно включаемыми маршевыми двигателями (МД) позволяют реализовывать различные многоимпульсные схемы выведения КА с многочасовыми (баллистическими) участками перелета между активными участками, с обеспечением тре-
буемой геометрии и ориентации орбит.
Основное направление использования РБ – выведение тяжелых КА на геостационарную орбиту (ГСО), геопереходные орбиты (ГПО) и высококруговые орбиты (Н= 20000) по двух-, трех или четырехимпульсной схеме выведения с доразгоном. При полете КА на ГСО по трехимпульсной схеме (время выведения до 10 часов от
момента поступления команды КП – «Контакт подъема») масса выводимого КА увеличивается на ~300 кг по сравнению с двухимпульсной схемой (время полета 7 часов от момента поступления команды КП). В случае полета по четырехимпульсной схеме время выведения превышает 14 часов.
Полет РБ при выведении КА на целевую орбиту состоит из следующих участков:
– выведение на опорную орбиту;
– полет по опорной орбите;
– перелет с опорной орбиты на переходную;
– полет по переходной орбите;
– перелет с переходной орбиты на целевую;
– полет по целевой орбите (до и после отделения КА);
– увод РБ с целевой орбиты.
Опорная орбита формируется в результате работы трех ступеней РН (прямое выведение) или в результате работы трех ступеней РН и первого включения маршевого двигателя РБ (выведение с доразгоном).
При полете с доразгоном РН выводит орбитальный блок (ОБ) на баллистическую траекторию, высота которой в апогее близка высоте опорной круговой орбиты, а высота в перигее имеет отрицательное значение. Типовая схема полета при выведении ОБ на опорную орбиту с доразгоном показана на рис. 1.1.
Выведение КА на целевую орбиту осуществляется с использованием 7- или 9-часового перелета (рис. 1.2 и 1.3 соответственно). На схемах приведены характерные параметры некоторых орбит: Hп – высота перигея, Hа – высота апогея, Hкр – высота круговой
орбиты, i – угол наклона плоскости орбиты к плоскости экватора, ΔV – приращение скорости движения КА на маневре.
Рис. 1.1. Типовая схема полета при выведении ОБ на опорную орбиту
Рис. 1.2. Типовая 7-часовая схема выведения КА на целевую орбиту (стандартную ГПО, ΔV=1500 м/с)
Рис. 1.3. Типовая 9-часовая схема выведения КА на целевую орбиту (стандартную ГПО, ΔV=1500 м/с)
Рис. 1.4. Схема выведения и циклограмма включения маршевого двигателя
при выведении на геостационарную орбиту
При первом варианте выведения (7-часовой перелет) второе и третье включения маршевого двигателя разгонного блока формируют переходную орбиту с высотой в апогее, близкой высоте целевой орбиты, третье (четвертое) включение – целевую орбиту с заданными параметрами. Для 9-часового перелета характерно предварительное формирование промежуточной орбиты.
Использование 9-часового перелета позволяет значительно увеличить массу полезной нагрузки на разгонных блоках с относительно небольшой тягой МД за счет сокращения гравитационных потерь.
Максимальное требуемое количество включений МД при реализации 9-часового перелета и выведения на опорную орбиту с доразгоном составляет не более пяти включений:
• первое включение МД – доразгон ОБ при выведении на опорную орбиту;
• второе включениеМД – переход с опорной на промежуточную орбиту;
• третье включение МД – переход с промежуточной на переходную орбиту;
• четвертое включение МД – в случае кратковременного выключения МД;
• пятое включение МД – выведение с переходной на целевую орбиту.
На рис. 1.4 показаны схема выведения и циклограмма включения
маршевого двигателя при выведении на геостационарную орбиту.
На участках свободного полета между включениями МД осуществляется ориентация РБ относительно Солнца с обеспечением выполнения требований со стороны КА.