Возможности ракеты-носителя «космос-3м» по запуску космических аппаратов различного назначения

Использование РН «Космос-3М» в качестве средства выведения предоставляет Заказчику возможность реализации различных вариантов запуска полезных грузов в космос как на околоземные орбиты, так и на суборбитальные траектории, в том числе и с возвращением полезного груза на Землю.

РН «Космос-3М» обеспечивает в широком диапазоне параметров орбит выведение одиночных КА массой от 250 кг до 1400 кг. Это основная стратегия запуска КА с помощью данной РН. В последнее время имеется спрос на РН «Космос-3М» со стороны иностранных заказчиков.

Запуски иностранных КА с помощью РН «Космос-3М» начались в 70-х годах. По программе международного сотрудничества были запущены индийские КА «Aryabhata», «Bhaskara-1», «Bhaskara-2», французский КА «Signe-3».

В настоящее время со стороны зарубежных производителей космической техники имеется тенденция устойчивого спроса на надежное и сравнительно дешевое средство выведения КА, каким является РН «Космос-3М». С помощью РН "Космос-3М" за последние годы успешно запущены следующие КА: «Faisat», «Faisat-2V» (США), «Astrid», «Astrid-2» (Швеция), «Unamsat-B» (Мексика); «Tsinqhua-1» (Китай), «Snap-1» (Соединенное королевство), «Megsat», «Mita» (Италия), «Abrixas», «Champ» (Германия).

ПО "Полет" ведет дальнейшие контрактные проработки по расширению взаимодействия с зарубежными заказчиками в части поставок РН «Космос-3М».

При запуске коммерческих КА на РН «Космос-3М» были реализованы новые требования к средствам выведения, среди которых необходимо выделить следующие:

· запуск КА на солнечно-синхронные орбиты (ССО) с космодрома «Плесецк»;

· групповое выведения малых, мини и микро КА;

· обеспечение заданных температурно-влажностных режимов на всех этапах эксплуатации;

· обеспечение заданных параметров собственной внешней атмосферы, исключающих воздействие внешней окружающей среды на оптико-электронные системы КА на всех этапах запуска;

· снижение термосилового воздействия набегающего потока на КА;

· снижения напряженности электрического поля в зоне расположения КА;

· обеспечение заданных циклограмм отделения КА.

Основным принципом адаптации РН к коммерческим КА является сохранение стабильных требований к основным системам РН «Космос-3М» (двигательным установкам, системам управления и измерений); реализация предъявляемых требований со стороны КА за счет разработки и внедрения проектно-конструкторских мероприятий по РН, совершенствование технологии ее изготовления и эксплуатации. Основной комплекс таких мероприятий, подтвержденных опытом коммерческих запусков КА, следующий.

1. На космодроме «Плесецк» освоена новая трасса, позволяющая осуществлять при помощи РН «Космос –3М» запуски КА на ССО; проведен успешный групповой запуск трех КА на ССО.

2. Освоена и апробирована уникальная технология обеспечения высокой степени чистоты пространства под обтекателем при запусках КА с оптико-электронной аппаратурой, включающая следующие технологии:

· изготовления, испытаний и очистки обтекателя и РН на заводе-изготовителе (рис.7.1);

Рис.7.1. Очистка головного обтекателя

· транспортировки обтекателя со второй ступенью РН на технический комплекс;

· очистки РН и помещений технического комплекса;

· стыковки КА с РН и обтекателя с РН с использованием «чистой» палатки (рис.7.2);

Рис.7.2. Общий вид обтекателя, состыкованный с «чистой» палаткой

· термостатирования пространства под обтекателем с использованием фильтров тонкой очистки термостатирующего воздуха;

· продувок пространства под обтекателем на техническом и стартовом комплексах (рис.7.2).

3. Коммерческие запуски зарубежных КА на РН «Космос-3М» проводятся как целевые, так и попутные.

4. Накоплен опыт адаптации к РН неотделяемых от РН попутных нагрузок, размещаемых в хвостовом отсеке РН или на специальном адаптере. Вкачестве неотделяемых от второй ступени РН попутных нагрузок выступают действующие имитаторы КА и их элементы, элементы спутниковой системы связи, научная аппаратура и т.д.

5. Для попутных запусков КА разработаны и используются различные компоновочные схемы блока полезной нагрузки:

· последовательная схема с установкой попутного КА на основной КА
(рис.7.3, 7.4).

Рисунок 7.3. Установка попутных КА «Tsinqhua-1» и «Snap-1»

Рисунок 7.4. Установка попутного КА «Faisat-2V»

· параллельная схема с установкой КА параллельно основному КА при помощи специально разработанной платформы, монтируемой на раме полезной нагрузки
РН (рис. 7.5);

Рисунок 7.5. Установка основного КА «Abrixas» и попутного КА «Megsat»

· параллельная схема с установкой попутного и основного КА на специально разработанный неотделяемый от ракеты-носителя адаптер (рис. 7.6).

Рисунок 7.6. Установка КА «Mita», КА «Champ» и измерительного блока
«Берд-Рубин» с использованием адаптера

6. Для групповых и попутных запусков КА разработаны и успешно используются различные компоновочные и конструктивные схемы адаптеров с системами отделения КА:

· для группового выведения КА с реализацией торцевого крепления КА и разворота их перед отделением (рис. 7.7-а).

· для группового выведения КА с реализацией бокового крепления КА без разворота их перед отделением (рис. 7.7-б, в);

· для попутного запуска КА с разворотом КА перед отделением и без него
(рис. 7.8).

а

б

в

Рисунок 7.7. Адаптеры для группового выведения КА с торцевым (а) и боковым
(б, в) креплением КА

Рисунок 7.8. Общий вид адаптера для установки попутного запуска КА на основной КА с системой разворота и отделения

Для обеспечения сборки пакета КА на адаптере разработана оригинальная конструкция кантователя, подтвердившая свою эффективность при подготовке к запуску КА «Mita», КА «Champ» и измерительного блока «Берд-Рубин»(рис.7.9).

Рис. 7.9. Общий вид кантователя для сборки пакета КА на адаптере

7. Разработаны и реализованы мероприятия по снижению теплового нагружения КА за счет следующих изменений:

· увеличения высоты сброса головного аэродинамического обтекателя;

· снижения излучательной способности головного обтекателя.

8. Разработаны и реализованы мероприятия по снижению напряженности электрического поля в зоне расположения КА путем установки специальных отражательных устройств в местах монтажа антенн телеметрической системы РН
(рис. 7.10).

Рис. 7.10. Установка отражательного устройства в приборном отсеке РН

При подготовке запусков коммерческих КА конструкторским бюро «Полет» производится их полная адаптация к РН «Космос-3М», включающая:

· организацию запусков КА;

· разработку специальных адаптеров для КА, имеющих посадочные места, отличающиеся от стыковочных узлов ракеты-носителя;

· разработку систем отделения основных и попутных КА;

· обеспечение электрических и механических связей;

· согласование динамических характеристик КА и РН;

· обеспечение электромагнитной совместимости КА с РН и наземными системами космодрома;

· обеспечение заданных параметров собственной внешней атмосферы РН;

· обеспечение заданных параметров температурно-влажностных режимов и параметров чистоты под головным аэродинамическим обтекателем на всех этапах эксплуатации;

· баллистическое обеспечение пусков ракеты-носителя и измерение навигационных параметров;

· обеспечение полной подготовки РН «Космос-3М» с КА к пуску и др.

Для обеспечения надежности запусков коммерческих КА
КБ «Полет» проводит следующие работы:

· разработку и поставку разработчикам КА полномасштабных макетов механического и электрического интерфейсов для отработки стыковочных узлов РН и КА;

· проведение конструкторско-технологических испытаний на полномасштабных макетах для отработки технологии сборки блоков полезной нагрузки и контроля достаточности зазоров с головным обтекателем;

· проведение виброиспытаний сборок с установленными полномасштабными макетами КА для отработки прочности конструкции платформ и адаптеров;

· отработку систем отделения КА и др.

Для наземной отработки КА и их систем в основном используется экспериментальная база ПО «Полет», включающая в себя вибростенды, вакуумные камеры, стенды для отработки систем отделения, систем раскрытия панелей солнечных батарей, антенн и другое испытательное оборудование. На рис.7.11-7.13 показаны этапы статических и динамических испытаний адаптера для группового выведения малых КА.

Рис. 7.11. Адаптер для запуска КА в сборе для динамических испытаний

Рис. 7.12. Адаптер для группового запуска малых КА во время динамических испытаний

Рис. 7.13. Адаптер для запуска КА во время статических испытаний.

ОРБИТЫ ВЫВЕДЕНИЯ

РН «Космос» обладает высокой универсальностью и обеспечивает выведение полезных грузов на следующие типы орбит:

· околокруговые с наклонениями 66, 74, 83 и 87,3° градуса при запусках с космодрома «Плесецк» и на орбиты с наклонениями 48,5 и 51° при запуске с космодрома «Капустин Яр». Диапазон высот орбит данного типа составляет от 200 до 1700 км в зависимости от массы полезного груза;

· эллиптические орбиты с наклонениями 66,74, 83 и 87,3° при запусках с космодрома "Плесецк" и 48,5 и 51° при запусках с полигона "Капустин Яр". Высота перигея при этом составляет от 200 до 1500 км, а высота апогея - от 500 до 5000 км;

· синхронно-солнечные орбиты с наклонениями от 98,15 до 98,8° при запусках с космодрома «Плесецк». Диапазон высот синхронно-солнечных орбит составляет от 700 до 850 км.

Реализация широкой номенклатуры типов орбит позволяет использовать РН «Космос-3М» для запусков КА самого различного назначения.

Выведение КА на орбиты с высотой 400 км и более осуществляется по схеме прямого выведения с двумя включениями двигателя второй ступени.

При выведении КА на высокие орбиты трудно обеспечить программу полета с непрерывно работающими двигателями и с сохранением в то же время оптимальных режимов работы двигателя. В этом случае последняя ступень РН вместе с КА приобретают требуемую скорость гораздо раньше, чем наберут нужную высоту. Для разрешения этого противоречия потребуется значительное изменение тяги ( дросселирование) двигателя, что приведет к резкому снижению его экономичности. Поэтому вывод КА с помощью РН «Космос-3М» на большие высоты осуществляется с использованием участка полета свободно брошенного тела - так называемого переходного участка траектории.

Траектория полета при этом включает в себя следующие участки (рис.8.1, табл.8.1,8.2):

· полет первой ступени с работающими двигателями первой ступени;

· полет второй ступени с первым включением двигателей второй ступени;

· свободный (с выключенным двигателем второй ступени) полет второй ступени – переходный участок траектории;

· доразгон второй ступени при повторном включении двигателя второй ступени.

В таблицах обозначено:

t	-время;
Vа	-абсолютная скорость;
uа	-угол наклона вектора абсолютной скорости к местному горизонту;
q	-динамическое давление;
Н	-высота.

Ðèñ. 8.1. Îñíîâíûå ñîáûòèÿ ïîëåòà

Таблица 8.1.

Характеристики траектории выведения на орбиту высотой 605 км наклонением 66°

События полета	t, c	Va, м/с	Ja, радиан	q, кг/м2	Н, км
Максимальный скоростной напор	62,0	581,6	0,758		10,96
Разделение ступеней	131,14	2555,2	0,596		68,55
Сброс головного обтекателя	145,04	2562,1	0,555		89,24
Первое выключение ДУ 2-й ступени	495,02	7717,5	0,052		278,09
Конец работы системы малой тяги	1916,85	7397,1			594,9
Второе выключение ДУ 2-й ступени	1930,62	7557,1			594,91
Выход на орбиту Отделение КА	1950,62	7561,7			594,92

Таблица 8.2

Характеристики траектории выведения на орбиту высотой 1000 км наклонением 83°

События полета	t, c	Va, м/с	Ja, радиан	q, кг/м2	Н, км
Максимальный скоростной напор		565,4	0,742		11,3
Разделение ступеней	131,7	2597,3	0,450		57,9
Сброс головного обтекателя	146,6	2621,9	0,405		75,6
Первое выключение ДУ 2-й ступени	485,6	7992,9	- 0,006		149,9
Конец работы системы малой тяги	3767,6	7184,6	0,002		999,4
Второе выключение ДУ 2-й ступени	3762,5	7354,9			999,3
Выход на орбиту Отделение КА	3782,5	7359,6			999,3

Сброс головного обтекателя осуществляется после отделения первой ступени на высоте примерно 76 - 83 км.

Полет второй ступени на переходном участке происходит в гравитационном поле Земли по траектории свободно брошенного тела - по эллипсу.

При прямой схеме выведения для обеспечения заданного углового положения РН перед повторным запуском двигателя второй ступени необходимо обеспечить стабилизацию углового положения ракеты во время полета на переходном участке. Для этого на второй ступени установлена специальная система малой тяги.

При движении на переходном участке траектории происходит набор высоты и снижение скорости по сравнению с соответствующими параметрами в момент первого выключения двигателя второй ступени. Вблизи апогейной точки эллипса этот двигатель включается повторно, чтобы довести скорость второй ступени до требуемой круговой.

При достижении заданной скорости происходит выключение двигателя второй ступени и отделение КА. Продолжительность полета на переходном участке в зависимости от требуемой высоты выведения КА изменяется от 500 до 3300 с, в связи с этим общая продолжительность активного участка траектории может достигать по времени 3800 с.

Выведение КА на низкие орбиты с высотой до 400 км может осуществляться с одним включением двигателя второй ступени.

Траектория полета состоит из двух участков: участка полета первой ступени и участка полета второй ступени.

После прохода плотных слоев атмосферы на высоте 75 км сбрасываются створки головного обтекателя. В конце второго участка траектории, когда скорость второй ступени вместе с КА достигает требуемого значения, двигатель второй ступени выключается, после чего происходит отделение КА и начинается пассивный полет аппарата по орбите.

Чтобы исключить влияние корпуса второй ступени на траекторию движения КА, после выключения двигателя происходит отделение ступени от КА и ее увод (за счет работы тормозного двигателя) с траектории движения КА.

Вывод КА может осуществляться не только на круговые, но и на эллиптические орбиты. В последнем случае КА выводится в перигейную точку эллипса.

Общая продолжительность активного участка при такой схеме выведения составляет по времени 470-500 с.