Специальный выпуск "Спутниковая связь и вещание"-2023

мум, на что способны РН с космо- дромов “Байконур" и “Восточ- ный", – это около 4 т? Пра- вильно – на одном из этапов вы- ведения использовать ДМТ. Дли- тельность выведения больше, но топлива тратится меньше. Один из таких вариантов представлен в [2]. И в том, и в другом случае опера- тор теряет деньги. В первом слу- чае – переплата за оперативность развертывания. Во втором – по- тери от задержки ввода спутников в эксплуатацию. Какой из вариан- тов более предпочтителен – ре- шать, конечно, оператору. Нужно отметить, что существует достаточно много разновидностей ДМТ. В некоторых из них высо- кая эффективность достигается в том числе и за счет использования электроэнергии (например, элек- троракетные ДМТ). При этом по- требляемая мощность может быть значительной. Р акеты-носители и космодромы запуска Какую РН выбрать для выведе- ния группировки малых КА (МКА) на опорную орбиту: лег- кого, среднего, тяжелого или сверхтяжелого класса? Здесь также работает известный прин- цип: оптом дешевле. В качестве примера в табл. 1 представлена предварительная оценка приве- денной (эквивалентной) стоимо- сти запуска одного КА в составе группового запуска российских РН разного класса. Как видно из табл. 1, с ростом грузоподъемности стоимость за- пуска РН возрастает. Однако при- веденная стоимость запуска одного спутника при этом существенно снижается. Это означает, что для снижения стоимости создания ор- битальной группировки спутников целесообразно использовать РН более тяжелого класса и предвари- тельный групповой вывод КА на опорную орбиту. Именно так и предполагается развертывание ор- битальной группировки системы Starlink второго этапа – с исполь- зованием РН сверхтяжелого класса Starship (запуск сразу до 400 КА). Однако на каждом из космодромов есть стартовые комплексы только определенных типов РН. Поэтому необходим выбор именно пары “РН – космодром”. Одна из ключевых характеристик космодрома – это допустимые ази- муты запусков. Дело в том, что при выведении нужно обеспечить такой азимут запуска, чтобы не выполнять коррекцию наклонения орбиты. А наклонение орбиты (i), азимут запуска (A z ) и широта ( φ ) положения стартового комплекса связаны между собой следующей зависимостью: cos (i) sin(A z ) = –––––– . cos ( φ ) Учитывая, что для каждого космо- дрома существует трубка допусти- мых азимутов, выбор пары “РН – космодром” несколько услож- няется. Кроме того, в момент старта РН уже имеет начальную скорость, определяемую широтой положения и угловой скоростью вращения Земли. Для космодромов “Пле- сецк” и “Байконур” скорость со- ставит 212 м/с и 317 м/с соответ- ственно. На экваторе – 465 м/с. Для большинства наклонных орбит это бесплатное дополнение. Но при запуске на полярные ор- биты РН придется компенсировать эту скорость. Р азведение спутников по рабочим орбитам Для перевода спутников с опорной орбиты на рабочие необходимо провести коррекцию параметров орбит. При этом два параметра, 82 РН Стоимость запуска, млн руб. Масса полезной нагрузки (брутто), кг Масса адаптера и блока отделения КА, кг Число КА (брутто) Число КА (нетто) Эквивалент ная стоимость запуска КА, млн руб. “Рокот” с РБ “Бриз” 1037 1400 200 24 22 47,1 “Ангара 1.2” с агрегатным модулем 1769 2500 250 45 38 46,5 “Союз 2.1б” с РБ “Фрегат” 2135 5100 600 90 72 29,6 Таблица 1 П ример стоимости запуска КА массой 50 кг на полярные орбиты высотой 750 км С корость дрейфа ДВУ (град/сутки) в функции высоты орбиты (км) для табулированных значений наклонения (от 45 до 85 град. с шагом 5 град.) Рис. 2