Глава 2. АНАЛИЗ ВОЗМОЖНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ «БЫСТРОЙ» СХЕМЫ СБЛИЖЕНИЯ ДЛЯ РЕАЛИЗАЦИИ ДВУХПУСКОВЫХ СХЕМ ПОЛЕТА К ЛУНЕ
2.1. Использование околоземной ОС в качестве элемента двухпусковой схемы для «быстрого» сближения космического корабля и разгонного блока для полета к Луне.
Одним из наиболее перспективных направлений реализации будущих пилотируемых программ можно считать использование лунной орбитальной станции (рис.2.1). ЛОС может использоваться в качестве транспортного узла для различных логистических задач, например, для подготовки ЛВПК к посадке на поверхность Луны или для формирования экспедиционного корабля для исследования дальнего космоса (Марс, астероиды и т.д.). На данный момент разрабатывается КК «Оrion» (рис.2.2) в США и ПТК «Орел» (рис.2.3) в России, для выведения их на ОИСЗ планируется использовать ракету-носитель СТК. Обычно полезная нагрузка РН СТК включает в себя KK и PБ, которые обеспечивают отлетный импульс на Луну и выдают тормозной импульс у Луны при переходе на лунную орбиту. Альтернативным вариантом для этого подхода может быть двухпусковая схема с двумя запусками с отдельными выводами KK и PБ. Тогда для запуска космических объектов потребуется меньшая грузоподъемность, что позволит использовать ракету-носитель тяжелого класса. Конечно, запуск KK и РБ с использованием РН СТК сопряжен с меньшим риском, так как отсутствует необходимость проведения двух близких по времени успешных запусков тяжелого класса для создания на околоземной орбите отлетного лунного комплекса.
Однопусковая схема использовалась в программе Apollo в Соединенных Штатах Америки в 1961 году, но можно отметить, что этот вариант не был основным с момента начала реализации американской лунной программы. Существовал вариант, который предусматривал классическую схему с двумя запусками со стыковкой KK и РБ на ОИСЗ. Предполагалось, что стыковка двух объектов на ОИСЗ будет менее сложной, чем на удаленной лунной орбите. После достижения Луны этот сценарий предполагал посадку космического корабля с последующим запуском КК по траектории к Земле, минуя промежуточную стыковку на лунной орбите. Еще летом 1961 года этот вариант был основополагающим, поскольку меньшая PH требовала значительно меньше времени на разработку и, конечно же, меньше затрат. Но в итоге, летом 1962 года было принято решение осуществлять полет на Луну по однопусковой схеме, используя только одну сверхтяжелую РН и с выполнением промежуточной расстыковки и стыковки лунного корабля, представлявшего собой небольшой посадочный модуль.
Однако у этого подхода было одно ограничение — небольшой размер лунного космического корабля, который позволял доставлять на Луну только 2 астронавта с максимальной продолжительностью пребывания около трех дней. Поскольку сегодня конечной целью является развертывание лунной базы, планируется, что будущие миссии будут более представительными и продолжительными, поэтому на следующих этапах реализации Лунной программы для доставки астронавтов на поверхность Луны потребуются наиболее эффективные транспортные методы. Например, одним из перспективных подходов можно считать использование двухпусковой схемы, более того, в пользу этого говорит более чем пятидесятилетний опыт как стыковки, так и эксплуатации орбитальных станций. В программе «Джемини» были осуществлены первые полеты по двухпусковой схеме. В период с 1965-1966 г. было выполнено 10 полетов KK «Джемини». Эта космическая программа проводилась с целью подготовки к будущим экспедициям на Луну по программе «Аполлон», в ней отрабатывались процедуры по сближению и стыковки, работа астронавтов вне корабля. Также, чтобы подтвердить возможность выполнения полета на Луну, был выполнен одинаковый по длительности полет в 12 суток. Ступень РН «Аджена» использовалась в качестве KA-мишени для отработки сближения, она по сути являлась разгонным блоком со стыковочным узлом.
Во время полета космического корабля «Джемини-10» было выполнено сближение со стыковкой двух таких космических аппаратов «Аджена». Вторая стыковка должна была состояться с космическим кораблем «Аджена-8», который в то время находился на орбите около 5 месяцев, то есть фактически время запуска космического корабля «Джемини-10» в данном случае было синхронизировано со вторым космическим аппарата «Аджена». Первая стыковка была выполнена спустя 6 часов после запуска KK, после чего двигатели KA «Аджена-10″ были включены, и апогей орбиты был поднят на 700 км, для выполнения фазирование с KK «Аджена-8», завершив фазирование двигатели КА «Анджена-10» были снова включены и связка снизилась на орбиту 400 км чтобы состыковаться с КА «Аджена-8». Фактически, это был первый пример схемы с двумя запусками, в которой разгонный блок выводил космический корабль на высокую эллиптическую орбиту. Также две стыковки KK с различными KA были успешно совершены за один полет, но уже с конкретными прикладными целями, например, в полете корабля «Союз Т-15 KK» в 1986 году. Тогда KK пролетел между двумя орбитальными станциями (ОК «Мир» и «Салют-7»), выполнил 3 сближения и 3 стыковки. Прототипом будущих лунных экспедиций по схеме с двумя пусками можно считать полет КК «Джемини-11», выполненный в сентябре 1966 года. Сближение и стыковка с КА производились через 94 минуты после старта по «быстрой» схеме с выдачей импульсов с помощью двигателей КА «Аджена-11», суммарная величина которых составляла около 670 м/с. Все отдельные операции, выполненные во время полетов KK «Джемини 10,11» могут быть использованы в перспективной космической транспортной системе для выполнения полетов за пределы околоземной орбиты по схеме с двумя запусками.
Как показывает пример рассмотренных полетов КК «Джемини-10,11» и КА «Аджена-8, 10, 11», для реализации схемы из двух пусков необходим последовательный запуск двух космических аппаратов, причем один из этих космических аппаратов должен быть разгонным блоком для выполнения отлетного импульса с околоземной орбиты. Величина отлетного импульса превышает 3,1 км/с, что предъявляет повышенные требования к энергетическим возможностям ускорителя. Использование двух запусков значительно снизило бы стоимость экспедиции на Луну, поскольку вместо сверхтяжелой ракеты-носителя, стоимость производства которой значительно возрастает по мере увеличения грузоподъемности РН, можно использовать РН меньшего класса. Например, при схеме с двумя пусками с использованием двух ракет-носителей тяжелого класса «Ангара-А5В» грузоподъемностью 37,5 тонн можно доставить на НОО КК «Орел» массой 20 т. В однопусковой схеме для решения похожей задачи потребуется уже РН СТК грузоподъемностью около 100 тонн, то есть требуемая грузоподъемность РН в схеме двойного пуска может быть снижена в 2,5 раза. Основным недостатком схемы с двумя запусками является ее строгая зависимость от успеха двух запусков, поскольку при отложенных запусках окно запуска для оптимального отлета на Луну закрывается, а следующее окно может быть открыто не ранее, чем через 9-10 дней, что может привести к срыву всей экспедиции. Существует высокая вероятность задержки одного из KA. Например, 4 из 7 полетов (около 57%) по программе «Джемини», в которых использовались два запуска KA (KK «Джемини» и KA «Аджена»), потребовали радикальных изменений в программе полета с переносом дат запуска. Для устранения данного недостатка возможно включить в двухпусковую схему околоземную орбитальную станцию в качестве базы, где космонавты могли бы ожидать успешный запуск разгонного блока. Используя такой подход возможно разнести пуски KK и РБ по времени, таким образом убирается жёсткое требование по окнам отлёта к Луне, а надёжность двухпусковой схемы станет практически такой же, как и у однопусковой схемы.
Использование OC в будущем позволит намного эффективнее решить проблему полета космонавтов на лунную станцию с использованием многоразовых космических транспортных систем (ТС). В качестве такой системы можно рассмотреть ТС «Рывок», которая позволит перемещать астронавтов между околоземной и окололунной станциями на многоразовом пилотируемом космическом корабле (МПК), базой которого будет околоземная орбитальная станция. Считается, что многоразовый пилотируемый космический корабль будет использовать атмосферу Земли для торможения до первой космической скорости.
2.2. Моделирование «быстрой» схемы сближения по двухпусковой схеме
Использование низкокипящих компонентов топлива позволяет повысить энергоэффективность РБ, но это означает довольно ограниченный срок службы, измеряемый часами. Поэтому разгонный блок должен выполнить отлетный импульс к Луне в течение первых нескольких часов после выведения. С другой стороны, чтобы снизить риски двухпусковой схемы, космонавтам следует ожидать РБ на орбитальной станции. Воспользуемся опытом «быстрых» схем, для сближения KK с РБ по двухпусковой схеме полета к Луне, используя орбитальную станцию в качестве базы (рис.2.4).
Предлагается рассмотреть схему, где запуск разгонного блока осуществляется с космодрома Восточный в Амурской области на орбиту с параметрами Hπ/Hα =170/200 км, и далее, выдается 3 импульса, с помощью которых PБ выводится на целевую орбиту. В этом случае коэллиптическая орбита считается целевой орбитой по отношению к орбитальной станции (рис. 2.5).
Рисунок. 2.5. – Баллистическая схема сближения РБ и КК
Как только разгонный блок будет выведен на опорную орбиту, наступит время для операций KK. Учитывая коэллиптичность целевой орбиты, после завершения отстыковки KK от орбитальной станции, для выхода на целевую орбиту, где его ожидает разгонный блок, достаточно выполнить два импульса (рис.2.6.).
Рисунок 2.6. – Траектория полета КК после отстыковки от орбитальной станции
2.3. Результаты моделирования двухпусковой схемы с «быстрым» сближением
Для успешного «быстрого» сближения необходимо обеспечить необходимый начальный фазовый угол между стыкуемыми космическими аппаратами. На рисунке 2.7. изображены зависимости характерной скорости PБ для вывода его на целевую орбиту от значений начальных фаз между PБ и OC. Различные кривые соответствуют различным разницам высот орбит непосредственно орбитальной станции и также целевой коэллиптической орбиты ΔH (рис.2.7). Допустимые диапазоны ΔФ, которые определяются горизонтальной «полкой» для рассматриваемых значений ΔH, не превышают 10º.
Рисунок 2.7. – Затраты характеристической скорости в двухпусковой схеме в зависимости от фазы и разницы высот ΔH
Суммарный диапазон ΔФ, если объединить все «полки», соответствующие перепадам высот ΔH от 5 до 100 км, составляет ~ 19°: с Ф = 4° для ΔH = 5 км до Ф = 23° для ΔH = 100 км. С одной стороны, ширина этого диапазона превышает диапазон фаз для схемы сближения с двумя витками (~8°), а с другой стороны, размер диапазона недостаточен для того, чтобы решить задачу отлета на Луну. Это объясняется следующим образом. Как известно, скорость вращения Луны вокруг Земли (~ 13,2 ° / сутки) и скорость прецессии плоскости орбиты орбитальной станции направлены в противоположных направлениях при наклонение 51,6 ° (~ 5 ° / сутки), поэтому суммарный, относительно Луны, суточный угловой поворот плоскости орбиты составит ~ 18,2 °, а возможность оптимального отлета на Луну будет появляться через 180 °/18,2 ° суток или один раз в 9-10 дней. Маловероятно, что при открытии окна для оптимального отлета на Луну начальная фаза Ф для «быстрого» сближения будет находиться в пределах узкого диапазона ΔФ ~ 19 °, определенного выше, что составляет всего около 5% от общего диапазона начальных фаз. Для решения этой проблемы можно использовать метод квазикомпланарного выведения, на рисунке 2.8 показано расширение допустимого фазового диапазона ΔФ до требуемого уровня около 85 °.
Рисунок 2.8. – Расширение допустимого фазового диапазона ΔФ в «двухпусковой» схеме при использовании квазикомпланарного выведения
Для снижения затрат на сближение боковые компоненты добавляются к импульсам перехода разгонного блока на целевую орбиту для согласования плоскостей орбит орбитальной станции и РБ во время квазикомпланарного выведения, для двухвитковой схемы сближения. Для того, чтобы уменьшить боковые составляющие для вывода разгонного блока на орбиту с наклонением i=51,6° возможно использование космодрома Восточный. На рисунке 2.8 показано, что суммарный допустимый диапазон ΔФ расширяется с учетом требуемого перепада высот от 5 до 100 км до 80-85°. Для обеспечения повторяемости условий для схемы с двумя запусками необходимо перевести ОС на кратную орбиту, затем фазовые условия повторяются в течение нескольких дней. Тогда в случае открытия окна отлета на Луну в каждые 9 суток, для орбиты трехсуточной кратности (H = 398 км при наклонение i = 51,6 °), фазовые условия будут повторяться каждый раз, когда окно будет открываться.
2.4. «Быстрая» стыковка при реализации синхронного старта двух космических объектов
Стыковка использовалась для реализации различных программ пилотируемых космических полетов, включая лунные экспедиции и эксплуатацию околоземных орбитальных станций. В целях подготовки к полетам на Луну внимание было уделено «быстрой» стыковке, начиная с первой, выполненной в полете космического корабля «Джемини-8» в 1966 году. Последующие стыковки, которые выполнялись в рамках экспериментальной программы полета, тоже осуществлялись по «быстрым» схемам продолжительностью 1-5 витков. Построение необходимой относительной геометрии орбит стыкующихся КК на момент начала эксперимента позволило осуществить «быстрые» схемы.
На сегодняшний день Российская Федерация полностью обладает технологией стыковки, которая является обычной операцией. Примером этого является опыт эксплуатации Международной космической станции, когда только за первые 15 лет эксплуатации МКС было успешно завершено 142 стыковки. Благодаря этому опыту стало возможным опять вернуться к организации двухпусковых схем при отлете к Луне.
Компоненты используемого топлива определяют эффективность разгонного блока. Например, пара кислород-керосин дают удельный импульс ДУ Руд до 370 секунд. А если использовать пару кислород и водород, то можно получить даже больший удельный импульс — до 470 секунд. Недостатком этих пар топлива можно назвать необходимость заправлять в РБ компоненты топлива, находящиеся в жидком состоянии, то есть захоложенных до низких температур, это существенно влияет на продолжительность работоспособности разгонного блока. Следовательно, использование эффективной РБ в схеме с двумя пусками напрямую связано с необходимостью сократить время до стыковки KK и РБ, чтобы как можно раньше выполнить отлетный импульс.
В программе «Джемини» была использована схема, где последовательно производился запуск KK и PБ. Расположение космодрома позволяло осуществлять запуски на одну и ту же орбиту дважды в день, первым запуском на восходящую, а вторым на нисходящую часть витка. К сожалению, космодромы Российской Федерации, с которых осуществляются запуски российских KA, не имеют такой возможности.
Ниже представлена двухпусковая схема «быстрой» стыковки с почти одновременным запуском 2-ух КА с разных стартовых площадок одного космодрома. Такая возможность, как последовательный запуск 2-ух KA с минимальным временным сдвигом была продемонстрирована еще в CCCР с Байконура в 1960-х годах. Возможно использовать эту схему без участия орбитальной станции, например, для доставки грузов и топлива на лунную орбиту. Эта схема также может потребоваться для срочной отправки КК на Луну в случае выполнения спасательной операции, когда нет времени ждать благоприятного окна для запуска.
Синхронный запуск двух КА с одного космодрома приведет к тому, что оба объекта будут расположены рядом друг с другом сразу после запуска. Эта схема очень похожа на схему с «прямым» выведением, которая использовалась CCCP при отработке первых стыковок, которые, в свою очередь, были «быстрыми». С другой стороны, существует повышенный риск столкновения КА, уже находящегося на орбите, во время или сразу после запуска. Однако основной риск при синхронном запуске 2-ух КА заключается в том, что нет возможности парировать аварийную ситуацию, если запуск какого-либо из КА необходимо прервать в случае необходимости. Практически это означает, что на орбите может находиться только один КА, что в итоге может привести к отмене стыковки и всей экспедиции. Но опасного сближения можно избежать, используя небольшую задержку в запуске одного космического корабля относительно другого. Как только 1-ая ступень РН первого KA завершит работу может стартовать второй KA. Таким образом, оба КА окажутся на небольшом фазовым угле сразу после выхода на орбиту. Во время задержки запуска одного из космических аппаратов Земля вместе с космодромом повернется на определенный угол, что приведет к несовпадению плоскостей орбиты. На рисунке 2.9 показана геометрия орбит обоих КА, когда они выведены на орбиты с одинаковым наклонением и с небольшой разницей во времени старта.
Предположим, что стартовая позиция — KK (поз.1), которая выводится на орбиту первой с наклонением i, имеет географические координаты φст и λ1ст, а стартовая позиция разгонного блока (поз. 2), который запускается вторым на орбиту с тем же наклонением, отличается только по долготе λ2ст, но при этом имеет ту же широту φст. Это предположение приемлемо, поскольку обе стартовые площадки находятся в пределах одного и того же космодрома, и небольшая разница в широтном положении не будет иметь принципиального значения в наших дальнейших рассуждениях. Пусть кривая АО будет следом плоскости орбиты KK. В момент запуска РБ его стартовая позиция находится в плоскости орбиты KK. Однако через некоторое время ∆t, из-за вращения Земли с угловой скоростью ωЗ, стартовая позиция переместится относительно этой плоскости в новое положение (поз.3). Это произойдет в результате поворота на угол ωЗ∆t. Пусть кривая BO будет плоскостью орбиты РБ, тогда, в соответствии с рисунком 2.9, iR — это межорбитальный угол, AB̂ угол между восходящими узлами орбит KK и РБ:
AB̂ = ∆λ = ωЗ∆t + λ1ст−λ2ст.
Для того, чтобы устранить межорбитальный угол iR необходимо будет выполнить боковой импульс ΔV в одной из двух точек пересечения плоскостей орбит. Ф — фазовый угол между KA (рисунок 2.9) является функцией временной задержки стартов ∆t:
где T – период опорной орбиты выведения KK.
Для того чтобы ракета-носитель, выводящая КК на орбиту, перешла на стационарный режим работы последней ступени, достаточно задержки между запусками ∆t~4÷5 минут. Как показывает статистика запусков, вероятность аварии с РН на данном этапе практически равна нулю, что, вероятно, гарантирует успешный вывод KK на орбиту. Это позволяет избежать ошибок, связанных с экстренной отменой запуска или потерей при выводе 1-го объекта.
Рисунок 2.9. – Геометрия трасс орбит КК и РБ при разнице в ∆t по времени запуска и одинаковых наклонениях
Значения задержки запуска второго объекта Δt и разницы высот опорных орбит стыкуемых объектов Δh определяют продолжительность сближения. Для получения скорости парирования фазового угла dF/dt можно использовать схему сближения, в которой разгонный блок стартует позже и находится ниже:
Если старт времени задерживается на Δt, то это приводит к изменению фазового угла между объектами на величину Ф~∆t ∙ 4°.
Соответственно, потребная длительность сближения составит:
где N — число витков, необходимое для выполнения сближения.
При разнице высот орбит между KK и Δh = 50 км каждая дополнительная минута задержки по времени запусков Δt увеличивает длительность сближения на 1 виток. Таким образом, при 1-ой минуте задержки сближение выполняется за один виток, при 2-ух минутах – за два витка и так далее. Чтобы сократить продолжительность сближения, можно не только уменьшить задержку при старте Δt, но и увеличить разницу высот Δh орбит стыкуемых объектов.