ОПТИМИЗАЦИЯ ПРОЕКТНО-БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МНОГОРАЗОВОГО МЕЖОРБИТАЛЬНОГО ТРАНСПОРТНОГО АППАРАТА С ЭЛЕКТРОРЕАКТИВНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ

© В.В.Салмин, А.С.Четвериков
© Государственный музей истории космонавтики им. К.Э. Циолковского, г. Калуга
Секция "К.Э. Циолковский и механика космического полета"
2010 г.

В последние годы повысился интерес к использованию электрореактивных двигателей (ЭРД) на космических аппаратах (КА) различного назначения. Особое место занимает применение ЭРД при длительных межорбитальных перелетах.

На возможность создания ЭРД с высокой скоростью истечения указывал К.Э. Циолковский. В работе «Исследование мировых пространств реактивными приборами» (1911-1912 гг.) он писал: «Может быть, с помощью электричества можно будет со временем придавать громадную скорость выбрасываемым из реактивного прибора частицам…». Циолковский указал форму траекторий аппаратов с малой тягой. Исследуя движение аппарата с бесконечным числом малых включений ракетного двигателя (т.е. фактически с постоянно работающим двигателем), он писал: «Если, имея уже круговое движение, производить взрывание очень слабое, но постоянное и по направлению движения ракеты, то путь ее будет совершаться, во все время взрывания, по спиральной орбите, уравнение которой зависит от закона взрывания… При взрывании, замедляющем движение снаряда, спираль завивается внутрь первоначальной круговой орбиты, и ракета приближается к Земле».

В данной работе решается задача оптимизации проектно-баллистических характеристик многоразового межорбитального транспортного аппарата (МТА) с электрореактивной двигательной установкой (ЭРДУ), который предназначен для доставки различных полезных нагрузок на удаленные орбиты с возвращением МТА на исходную орбиту. Продолжительность активного участка межорбитального перелета составляет 150-300 суток.

При оптимизации последовательно решаются две задачи: динамическая и параметрическая.

Динамическая задача – отыскание оптимальной программы управления вектором тяги, обеспечивающей минимальные затраты рабочего тела на прямой и обратный перелеты для заданных параметров исходной и рабочей орбит и длительности перелета. Мера этих затрат называется динамической характеристикой. В качестве нее можно использовать характеристическую скорость.

Параметрическая задача – это задача выбора оптимальных проектных параметров МТА, обеспечивающих при известной динамической характеристике перелета максимум полезной нагрузки.

Реализация перелетов между некомпланарными околоземными орбитами возможна с помощью двух типов энергоустановок: солнечной и ядерной. Надежные и экологически чистые солнечные энергоустановки имеют, однако, чрезмерно большую площадь панелей (200-400 м2) даже при использовании высокоэффективных фотопреобразователей на основе GaAs. Важной проблемой является минимизация времени пребывания МТА в тени Земли. Ядерные энергоустановки (ЯЭУ) мегаваттного класса обладают такими преимуществами как независимость вырабатываемой мощности от освещенности орбиты, ориентации КА и удаленности КА от Солнца. К недостаткам ЯЭУ нужно отнести повышенное требование к обеспечению безопасности во время перелета. Кроме того, компоновка с ЯЭУ предусматривает вытянутую форму аппарата с максимальной удаленностью реактора от зоны полезной нагрузки. Это, в свою очередь, существенно увеличивает момент инерции МТА относительно нормальной оси и требует дополнительной проработки вопросов управления вектором тяги.

Задачи баллистической и проектной оптимизации могут решаться с использованием моделей различной степени точности. На начальном этапе оптимизации МТА представляется точкой переменной массы с «идеальным» и «бесплатным» управлением вектора тяги, на последующих этапах используются более сложные модели, учитывающие угловое движение МТА, дополнительные ограничения на проектные параметры, траектории, режимы управления. Вектор основных параметров, задающих проектный облик МТА, содержит мощность энергоустановки, уровень тяги маршевых ЭРД, скорость истечения рабочего тела, массово-инерционные характеристики.

Для формирования проектного облика МТА предварительно производится вычисление геометрических характеристик для каждой из систем, а именно, корпуса, шар-баллонов, полезной нагрузки, солнечных батарей, двигательной установки. В качестве исходных данных для расчета геометрических характеристик выступают проектные параметры, полученные при проектно-баллистическом анализе.

При оптимизации проектных параметров МТА установлено, что компромиссным временем перелета на геостационарную орбиту с возвращением является 250-300 суток, при котором для МТА со стартовой массой 7 т полезная нагрузка составляет 2,5-3 т.

Все расчеты проводятся в разработанном программном комплексе, который позволяет рассчитывать проектные параметры МТА при заданных граничных условиях, производить моделирование траектории движения аппарата и формирование проектного облика МТА.