Специальный выпуск "Спутниковая связь и вещание"-2023

малых космических аппаратов (КА). Однако в этом случае исполь- зование принципа “одна РН – одна плоскость” приводит к чрезвычайно высокой стоимости развертывания таких ОГ, так как требует десятков запусков РН. Это, безусловно, при- водит к снижению рентабельности спутниковой системы. Следова- тельно, необходим другой подход к развертыванию ОГ большой мощно- сти. У частки выведения и разведения Под участком выведения в данном случае будем понимать траекторию движения полезной нагрузки РН, определяемую работой ступеней, разгонных блоков, апогейных дви- гателей и т.д. Под участком разве- дения – траекторию движения КА или группы КА, определяемую ра- ботой их собственной двигательной установки, направленной на выход в заданную позицию целевой ор- биты. Наиболее распространенная схема выведения на любые типы около- земных орбит, как правило, вклю- чает два основных этапа. На первом этапе РН выводит груз (головной блок) на низкую опорную круговую орбиту высотой 200...300 км. На втором, при необходимости, полез- ная нагрузка довыводится на целе- вую орбиту (LEO, MEO, HEO, GEO) путем однократного или мно- гократного включения разгонного блока и/или апогейного двигателя. Так, например, выведение трех спутников “Гонец” на LEO высотой 1500 км и одного спутника “Скиф-Д” на средневысотную орбиту (8070 км) было выполнено с опорной орбиты путем нескольких относительно ко- ротких включений разгонного блока (РБ) “Фрегат”. Далее, на этапе раз- ведения, три спутника “Гонец” са- мостоятельно выполнили корректи- рующие маневры для выхода на свои позиции круговой орбиты. Гра- фики изменения большой полуоси, построенные по данным каталога NORAD, а также финальное поло- жение КА на орбите представлены на рис. 1. Однако условия работы двигатель- ной установки (ДУ) на первом и втором этапах выведения суще- ственно различаются. На первом этапе двигательная уста- новка РН должна обеспечить подъем всей массы ракеты-носи- теля, включая головной блок, и вывод этого груза на опорную ор- биту с достижением достаточно вы- сокой конечной скорости (около 7,8 км/с для высот 200...300 км). При этом придется преодолевать гравитационную силу притяжения Земли и торможение атмосферы, а двигатели должны работать в наи- более экономичном режиме – не- прерывно, с максимальной тягой. Второй этап – это, по сути, уже ор- битальное движение, так как атмо- сферные потери скорости доста- точно малы. При орбитальном дви- жении любые маневры осуществ- ляются путем коррекции орбиты. А коррекцию орбиты можно выпол- нить как маршевой ДУ (в составе разгонного блока), обладающей значительной тягой, так и двигате- лями малой тяги. М аршевые двигатели и двигатели малой тяги Ключевыми параметрами любых ракетных двигателей являются: тяга Р (выраженная в Н), удель- ная тяга I (м/с или с), а также энергопотребление, вес, надеж- ность и габариты. Тяга Р – это сила, которую разви- вает ракетный двигатель. Удель- ная тяга I – это отношение тяги к массовому (тогда размерность “м/с") или весовому (тогда раз- мерность “с") расходу рабочего тела. Параметр I, по сути, харак- теризует то, насколько эффек- тивно расходует рабочее тело ДУ для создания нужной тяги. Эти два параметра технологически кон- фликтуют: ДУ с большой тягой (маршевый), как правило, обла- дает меньшей удельной тягой по сравнению с другим типом ДУ, обладающим малым значением тяги. Так, тяга маршевого ДУ может составлять до 10 6 Н и выше, в то время как у двигателя малой тяги (ДМТ) – около 1 Н. Однако удельная тяга ДМТ может быть более 30 тыс. м/с, в то время как маршевого – около 2 тыс. м/с. Выбор двигателя для прохождения первого этапа развертывания одно- значен: потребуется маршевый двигатель, обладающий большой тягой. Так как эффективность рас- ходования рабочего тела в таких ДУ не самая высокая, то и ра- бочего тела потребуется доста- точно много. А вот в выборе ДУ для второго этапа могут быть варианты. С одной стороны, можно также ис- пользовать маршевый ДУ, кото- рый обеспечит максимально быст- рый перевод груза с опорной ор- биты на целевую. И если главный критерий – оперативность, то выбор здесь практически однозна- чен. Однако потребный запас ра- бочего тела ДУ (а значит, и массы выводимого груза) можно суще- ственно сократить, если использо- вать более эффективный в этой части ДМТ, тем более что на малых КА, как правило, и исполь- зуются ДМТ. Ключевой момент: величины тяги ДМТ должно быть достаточно как минимум для пари- рования тормозящего влияния ат- мосферы на опорной орбите. В качестве примера. Как можно вывести спутник массой 5 т на гео- стационарную орбиту, если макси- 81 2023 СПУТНИКОВАЯ СВЯЗЬ И ВЕЩАНИЕ Р азведение трех спутников “Гонец” по своим позициям на орбите а) коррекция значения большой полуоси орбиты б) финальное положение на орбите Рис. 1 а) б)

RkJQdWJsaXNoZXIy Mzk4NzYw