Основы проектирования РН Куренков

Если РН выводит КА на орбиту с другим углом наклонения, то следует сопоставить этот угол с углами орбит, которые может обеспечить запуск РН с конкретного космодрома, и выбрать наиболее близкие по значениям углы. Поворот плоскости орбиты до нужного угла должен обеспечиваться в дальнейшем разгонным блоком или двигательной установкой самого КА. Если поворот осуществляется разгонным блоком РН, то разность между этими углами наклонения плоскостей орбит и следует учитывать в расчете характеристической скорости РН (см. раздел 6, п. 6.1.8).

В свою очередь, изменения в потребной характеристической скорости влияет на стартовую массу проектируемой РН при фиксированной полезной нагрузке или на массу полезной нагрузки при фиксированной стартовой массе РН.

18.5.2. Особенности запуска КА на солнечно-синхронные орбиты

У солнечно-синхронных орбит суточный угол поворота плоскости орбиты (прецессии долготы восходящего узла орбиты) равен суточному углу прохождения Земли относительно Солнца в плоскости эклиптики. Этот угол остается неизменным в процессе полета КА в течение нескольких лет. Наклонение плоскости орбиты i

солнечно-синхронных орбит всегда больше 2 .

На солнечно-синхронные орбиты запускаются, как правило, КА дистанционного зондирования Земли, в частности аппараты детального наблюдения. Преимущество ССО заключается в том, что КА находится на фиксированной широте наблюдения в одно и то же время суток. При этом освещенность Солнцем объектов наблюдения не изменяется от витка к витку.

При разработке схемы запуска КА на ССО следует учитывать некоторые особенности космодромов. Например, на космодроме Плесецк возможен запуск с углом наклонения плоскости орбиты 98 градусов в северном направлении, а на космодроме Байконур - 95,4° в северном и 97,43° в южном направлении (см. рис. 18.2). При других наклонениях, близких к наклонениям ССО, трасса полета РН прохо-

411

дит над густонаселёнными районами или на территории иностранных государств. В последнем случае требуются дополнительные межгосударственные соглашения.

Например, 26 июля 2006 г. с космодрома Байконур стартовала конверсионная РН «Днепр» (на базе межконтинентальной баллистической ракеты Р36М). Трасса была проложена в южном направлении для выхода на солнечно-синхронную орбиту с наклонением 97,43 градуса. Район падения ракетного блока первой ступени находился на территории Туркмении. Ракетный блок второй ступени должен был упасть в Индийский океан южнее острова Мадагаскар. Однако пуск был аварийным, остатки РН и полезной нагрузки упали примерно в 125 км южнее города Байконур на территорию Казахстана [46].

18.5.3. Особенности запуска космических аппаратов на экваториальные орбиты

Если запуск космических аппаратов на экваториальные орбиты (с углом наклонения плоскости орбиты, близким к нулю градусов) проводить с космодрома Байконур при обеспечении минимального угла наклона плоскости орбиты, то плоскость орбиты КА необходимо изменять на 51,6 градуса, что требует увеличения потребной характеристической скорости на 1,389 км/с, если поворот осуществлять в апогее орбиты, переходной к геостационарной.

На потребную характеристическую скорость РН также оказывает влияние скорость вращения поверхности Земли, которая на экваторе составляет 463 м/с, на широте Байконура (46 градусов) – 321 м/c, а на широте Плесецка (62,8 градуса) – 212 м/с.

Поэтому с точки зрения энергетики запуск спутников на экваториальные орбиты выгоднее производить с космодромов, находящихся вблизи экватора. Например, космодром Куру (во Французской Гвиане) расположен на широте 5° 18' северной широты. Можно осуществлять запуск и с плавучей платформы (совместный проект США, России, Норвегии и Украины - компания «Морской старт»), место старта которой находится в координатах: широта - 0°, долгота (западная) - 154°.

Однако при определении места запуска российских КА на экваториальные орбиты следует учитывать, что при запуске их с космо-

412

дромов или плавучих платформ, расположенных вблизи экватора, необходимо задействовать морские средства транспортировки, что требует дополнительных затрат.

18.6.Морской старт

Преимущества морского старта заключаются в том, что имеется возможность запуска ракет с экватора и отсутствует необходимость в отчуждении территорий для падения ракетных блоков. Кроме того, старт можно осуществлять с любой долготы Мирового океана.

К недостаткам можно отнести необходимость иметь дополнительные морские системы транспортировки, обслуживания и запуска РН, которые являются дорогостоящими.

На рис. 18.14 представлена фотография платформы для морского старта, который реализован ракетно-космической корпорацией «Энергия» совместно с Украиной (РН «Зенит») и некоторыми другими странами [39]. Слева показано судно управления пуском, которое перед стартом отходит на безопасное расстояние.

Рис. 18.14. Платформа для морского старта в походном положении

413

18.7. Воздушные старты

Старты ракет космического назначения с самолета имеют преимущества и недостатки.

К преимуществам можно отнести:

-не требуется стационарных дорогостоящих стартовых комплексов, отпадает необходимость их содержания и обслуживания;

-формирование любой плоскости околоземной орбиты КА;

-возможность запуска практически с любых широт, в том числе

ис экватора, что особенно важно для запуска геостационарных КА;

-независимость пуска от времени суток и погодных условий;

-запуски могут проводиться вдали от населенных пунктов при минимальных зонах отчуждения территорий для падения отработавших РБ;

-возможность осуществления запуска РКН с акватории Мирового океана, что не требует отчуждения;

-возможность запуска коммерческого спутника с территории го- сударства-заказчика;

-количество ракетных блоков, как правило, меньше, чем при старте с Земли, причем количество невозвращаемых ракетных блоков минимально;

-исключение вертикального участка траектории с обеспечением начальной скорости ракеты 220-500 м/с (М= 0,8-1,7) на высотах 9-13 км; К преимуществам также можно отнести то меньшую массу РН по сравнению с наземным стартом. Начальная масса РКН, стартую-

щей с самолета, на 25…40 % ниже начальной массы ракеты, стартующей с поверхности Земли с той же полезной нагрузкой, так как запуск осуществляется с самолета, летящего на высотах 10…17 км со скоростью от 0,8 М до 2,5 М (М - число Маха).

К недостаткам воздушных стартов относится высокая стоимость самолётных стартовых комплексов.

В настоящее время существует несколько такого рода проектов. Основные характеристики некоторых из них приведены в табл. 18.1 [39,74-79, 84,85 и др.].

414

Таблица 18.1. Основные характеристики некоторых проектов стартов

с самолета

Н/д - Нет данных

На рис. 18.15 представлена классификация воздушных стартовых комплексов. Ракета или другие составные части для запуска полезных нагрузок в космос могут располагаться над самолетом, под самолетом или внутри фюзеляжа самолета.

Воздушные стартовые комплексы

Рис. 18.15. Классификация воздушных стартовых комплексов

415

18.7.1 Старты с расположением ракеты над фюзеляжем

На рис. 18.16 слева представлена схема самолетного старта по проекту «Молния» [39], справа авиационного ракетно-космического комплекса (АРКК) «Свитязь» [89].

Рис. 18.16. Старты с расположением РКН над фюзеляжем

В качестве самолета-носителя используется Ан-225-100 («Мрия»), грузоподъемность которого составляет 250 т. Общий вклад самолёта-носителя в энергетику выведения оценивается выигрышем по идеальной скорости примерно в 600…650 м/с, тогда как собственная скорость Ан-225 при пуске 180 м/с [89].

.Самолёт-носитель, выполняя предстартовый маневр, создаёт наклон траектории около 40 градусов, обеспечивая при этом оптимальный баланс аэродинамических и гравитационных потерь. Наиболее критичными являются этапы безударного отделения ракеты с учётом взаимодействия аэродинамических потоков и возможностью просадки ракеты перед запуском двигательной установки.

18.7.2 Старты с расположением РКН в фюзеляже

Существует несколько проектов размещения ракеты космического назначения внутри фюзеляжа самолета-носителя Ан-124-100ВС «Руслан». Это проекты Волжского филиала РКК «Энергия» и ОАО «Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева» и др. [90, 91]. Базовый транспортный самолет Ан-124-100 модифицирован для установки ракеты космического назначения (РКН). На нем устанавливается комплекс технологического оборудования РКН и

416

систем подготовки к пуску. Схема установки РКН на этом самолёте представлена на рис. 18.17, а схема сброса – на рис. 18.18. Слева внизу на рисунке представлена фотография испытаний сброса макета ракеты. Критическим местом проекта "Воздушный старт" также является безопасное отделение ракеты от самолета-носителя.

Рис. 18.17. Схема установки РКН на самолёте Ан-124-100ВС «Руслан»

Рис. 18.18. Схема сброса РКН с самолёта Ан-124-100ВС «Руслан»

18.7.3 Старты с расположением РКН под фюзеляжем

Установка РКН под фюзеляжем самолёта-носителя является предпочтительной, однако особенности конструкции самолётов и

417

расстояние между корпусом фюзеляжа и взлётно-посадочной полосой являются ограничивающими факторами по габаритам ракеты и, следовательно, её грузоподъёмности.

На рис. 18.19 слева показан самолёт Ту-160 с подвешенной под фюзеляжем РКН воздушного базирования (ракета подвешена между двигателями и стойками шасси), а справа - самолёт-носитель Локхид L-1011-100 «Тристар» в момент сброса РКН «Пегас» («Pegasus»).

Рис. 18.9. Старты с расположением РКН под фюзеляжем

На рис. 18.20 слева показано фото самолёта-перехватчика МиГ31, который предназначался ранее для запуска противоспутниковых ракет, а справа - схема старта по проекту МАИ (руководитель профессор Малышев Г.В.).

Рис. 18.20. Самолёт-перехватчик МиГ-31 и схема подвески РКН

Последний комплекс предназначен для запуска малоразмерных КА. Схема противоспутниковой ракеты, модернизированной для запуска малоразмерных КА, представлена на рис. 18.21. Там же приведены её характеристики.

Отличительной чертой данной ракеты является использование комбинированного топлива. В качестве окислителя используется

418

жидкий кислород, а в качестве горючего – каучук. Окислитель располагается в отдельных баках и поступает под давлением в камеру сгорания, непосредственно в которой располагается твердое горючее.

Характеристики ракеты

Начальная масса ракеты – 7,5 т. Масса полезной нагрузки – 200 кг.

Высота полета самолета в момент сброса ракеты – 6 км.

Начальный угол наклона траектории в момент сброса20°.

Скорость самолета при сбросе ракеты -700 м/с.

Начальная перегрузка 1,1.

1 - Полезная нагрузка

2 - Бак окислителя

3 - Камера сгорания с горючим

4 - Ракетный блок третьей ступени

5 - Ракетный блок второй ступени (1 шт.)

6 - Ракетные блоки первой ступени (2 шт.)

Рис. 18.21. Компоновочная схема противоспутниковой ракеты

В дальнейшем были разработаны и другие проекты воздушного старта, использующие самолёт-перехватчик МиГ-31, например, проект авиационно-ракетного космического комплекса «Ишим».

18.8. Оценка весовой эффективности воздушных стартов

18.8.1. Постановка задачи

Стартовая масса ракеты-носителя и масса её полезной нагрузки зависят от многих взаимовлияющих факторов: грузоподъёмности дирижабля или самолёта, высоты и скорости их полёта, угла наклона траектории ракеты в момент старта, количества ступеней ракеты, схемы соединения и включения ракетных блоков, используемых

419

компонентов топлива и двигателей, программы изменения угла наклона траектории [41].

Поэтому минимизация начальной массы РН при заданной массе полезной нагрузки или максимизация массы ПН при заданной стартовой массе РН должна проводиться с учётом взаимовлияния элементов технической системы «дирижабль – ракета-носитель» или «самолет – ракета-носитель». Задача минимизации стартовой массы РН осложняется ещё и тем, что на начальных этапах проектирования многие характеристики, которые необходимо использовать в расчетах, окончательно не определены. Поэтому целесообразно иметь методику хотя бы приближённой минимизации стартовой массы РН, которая требовала бы небольшое количество исходных данных.

В качестве критерия весовой эффективности рассматриваемых видов стартов будем использовать стартовую массу РН.

Общая постановка задачи будет такой же, что и при оптимизации стартовой массы РН при наземном старте (см. подраздел 8.3). Разница будет лишь в том, что при воздушных стартах потребная характеристическая скорость меньше, чем при наземном старте.

Поэтому суть методики заключается в определении потребной характеристической скорости Vxпотр для РН, стартующей с Земли,

дирижабля или самолёта, и расчёте массы стартовой массы m0 с учётом оптимального распределения массы РН по ступеням.

18.8.2. Определение потребной характеристической скорости для РН при воздушном старте

Проведём определение потребной характеристической скорости Vxпотр c учётом её экономии в связи с воздушным стартом. Экономия

характеристической скорости возникает, во-первых, из-за старта РН с некоторой высоты и, во-вторых, из-за того, что дирижабль или самолёт летят с определённой скоростью.

В свою очередь, экономия характеристической скорости из-за старта РН с некоторой высоты имеет две составляющие:

- из-за изменения потенциальной энергии РН V1 ;

420