RU2408506C1

RU2408506C1 - Способ выведения космического аппарата с геопереходной орбиты на геостационарную орбиту

Info

Publication number: RU2408506C1
Application number: RU2009128903/11A
Authority: RU
Inventors: Сергей Александрович Кропотин (RU); Сергей Александрович Кропотин; Александр Николаевич Попов (RU); Александр Николаевич Попов; Валерий Георгиевич Островский (RU); Валерий Георгиевич Островский; Евгений Федорович Земсков (RU); Евгений Федорович Земсков; Александр Алексеевич Борисенко (RU); Александр Алексеевич Борисенко; Николай Михайлович Вертаков (RU); Николай Михайлович Вертаков
Original assignee: Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority date: 2009-07-27
Filing date: 2009-07-27
Publication date: 2011-01-10

Abstract

Изобретение относится к выведению космического аппарата (КА) на заданную, в частности геостационарную, орбиту. Способ заключается в отделении КА от разгонного блока на геопереходной орбите, построении его орбитальной ориентации и последующем включении штатной электроракетной двигательной установки для перевода КА в заданную точку геостационарной орбиты. Орбитальную ориентацию КА строят путем включения штатных электроракетных двигателей при номинальных значениях тока разряда и расхода рабочего тела. При этом разрядное напряжение задают в соответствии с соотношением U_p=(0,7-0,8)U_п.з, где U_п.з - минимальное значение потенциала зажигания разряда по воздуху (расчетная величина). Техническим результатом изобретения является уменьшение массы и габаритов двигательной установки благодаря замене газовых ракетных двигателей на электроракетные с высоким удельным импульсом (более 1000 с), а также снижение стоимости КА вследствие упрощения двигательной установки и экономии ксенона. 1 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к области способов выведения космического аппарата, содержащего электроракетную двигательную установку (ЭРДУ), в расчетную точку геостационарной орбиты.

Основным преимуществом таких ЭРДУ являются высокий удельный импульс при низких затратах электроэнергии и большой срок активного существования.

По этой причине большая часть зарубежных и отечественных спутников на геостационарной орбите (ГСО) снабжена электроракетными двигательными установками (ЭРДУ), обеспечивающими ориентацию, стабилизацию и поддержание КА в заданной точке ГСО с большой точностью.

Другим требованием к двигательной установке (ДУ) таких спутников является обеспечение межорбитального перехода с геопереходной орбиты на ГСО, а также начальная стабилизация спутника после его отделения от разгонного блока. Как правило, для этих целей в состав современных КА, таких как «SESAT», «Экспресс-АМ», DARPA и др., кроме ЭРДУ входит и ДУ на химическом топливе (например, гидразине) [1]. Однако наличие дополнительной ДУ на химическом топливе приводит к значительному усложнению и утяжелению КА.

В функционирующих на ГСО с 1999 года КА «Ямал-100» [2] и с 2003 года - «Ямал-200», а также с 2006 г. - «КазСат» [3] была применена объединенная двигательная установка (ОДУ), состоявшая из ЭРДУ, включавшей 8 ЭРД холловского типа (СПД), и 12 или 8 газовых двигателей (ГД). При этом ЭРДУ и ГД используют единое рабочее тело - ксенон.

На этапе после отделения КА от разгонного блока (РБ) на геопереходной орбите в способе выведения КА в расчетную точку ГСО, принятом за прототип [3], создают управляющий момент подачей ксенона в сопла ГД. ЭРДУ несет основную нагрузку при выведении КА в заданную точку ГСО, а также при последующей ориентации КА, коррекции орбиты, разгрузке маховиков системы управления.

Такой способ выведения КА в расчетную точку ГСО (по сравнению с использованием для этой цели химических двигателей) упрощает и облегчает ДУ КА, т.к. при этом используется единая система хранения и подачи рабочего тела.

К недостатку способа-прототипа можно отнести то, что при использовании ГД для этой цели расходуется значительное количество дорогого ксенона высокой чистоты. Это связано с малым удельным импульсом ГД (20-40) с (например, по сравнению со стационарными плазменными двигателями (СПД-70), применяемыми на КА «Ямал» и «КазСат», имеющими удельный импульс 1440 с при номинальном разрядном напряжении 300 В). Кроме того, система ГП обладает существенной массой и габаритами.

Использование штатной ЭРДУ на номинальном режиме ее работы для начальной ориентации и стабилизации КА нецелесообразно из-за высокого уровня разрядного напряжения СПД в современных КА, составляющего величину (300-350) В и связанного с необходимостью достижения высокого удельного импульса (1500-1700) с. Это ограничение определяется большой вероятностью выхода из строя системы электропитания и управления (СПУ) ЭРДУ, при ее негерметичном исполнении, из-за возможности образования дугового разряда при достаточно высокой величине давления в районе расположения СПУ после отделения КА от РБ. Согласно измерениям, проведенным на КА «Ямал-200», давление внутри аппарата после отделения КА от РБ составляет величину порядка 10^-3 мм рт.ст. Проведенные оценки минимального значения потенциала зажигания разряда (в СПУ негерметичного исполнения, используемого для современных КА) показали, что эта величина для различных газов (воздух, водород, азот) колеблется (от 270 до 210) В. По этой причине включение штатной ЭРДУ производилось только через несколько суток после отделения КА от РБ, что значительно снижало оперативность выполнения маневра с геопереходной на геостационарную орбиту.

Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение стоимости и массы ДУ КА при сохранении ее надежности, а также сокращение паузы для включения ЭРДУ после отделения КА от РБ.

Поставленная задача решается тем, что в способе выведения космического аппарата с геопереходной орбиты на геостационарную орбиту, заключающемся в том, что на геопереходной орбите производят отделение космического аппарата от разгонного блока и строят его орбитальную ориентацию, после чего включением штатной электроракетной двигательной установки переводят космический аппарат в заданную точку геостационарной орбиты, построение орбитальной ориентации космического аппарата производят путем включения штатных электроракетных двигателей при номинальном значении тока разряда и расхода рабочего тела, при этом разрядное напряжение задают в соответствии с соотношением U_p=(0,7-0,8)U_п.з., где U_п.з - минимальное значение потенциала зажигания разряда по воздуху (расчетная величина).

Техническим результатом предлагаемого изобретения является значительное уменьшение массы и габаритов ДУ за счет устранения системы газовых двигателей и благодаря созданию управляющего момента только с высоким удельным импульсом (более 1000 с), а также снижение стоимости КА из-за упрощения ДУ и экономии ксенона.

На чертеже приведен пример реализации способа, где:

-1 - KA 1;

-2 - КА 2;

- 3 - переходная ферма;

- 4 - разгонный блок;

- 5 - жидкостный ракетный двигатель;

- 6 - электроракетные двигатели.

На чертеже КА 1 и 2 «Ямал» изображены в транспортном положении и через переходную ферму 3 состыкованы с разгонным блоком 4, снабженным жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) 5. На кронштейнах, установленных на боковых ребрах корпусов КА 1 и КА 2 и расположенных под углом 45° к осям Y и Z, смонтированы по два ЭРД 6 и по одному ГД (не показаны). В предлагаемом техническом решении ГД не устанавливаются.

Ракета-носитель «Протон» и разгонный блок 4 с помощью ЖРД 5 выводит КА 1 и КА 2 на геопереходную орбиту. После отделения КА 1 и КА 2 от разгонного блока 4 и друг от друга на указанной орбите для начального построения их орбитальной ориентации и стабилизации включают один или несколько штатных ЭРД 6 путем подачи номинального расхода ксенона в ЭРД и пониженного напряжения разряда U_p, соответствующего соотношению: U_p=(0,7-0,8) U_п.з., где U_п.з. - минимальное значение потенциала зажигания разряда по воздуху, при этом ток разряда и расход ксенона равны номинальному значению соответствующего штатного режима работы ЭРД.

Оценки показали, что минимальное значение потенциала зажигания разряда по воздуху не ниже 267 В. Принимая величину разрядного напряжения на (20-30) % ниже U_п.з., можно с уверенностью избежать пробоев и зажигания дугового разряда в приборах системы электропитания и управления. Например, при безопасном для приборов СПУ напряжении разряда ЭРД, равном (200±10) В, может быть реализована начальная стабилизация и ориентация КА после отделения его от разгонного блока. При этом потеря тяги и удельного импульса (по сравнению с номинальным режимом работы ЭРД) не превышает 25%. Следует отметить, что, как показала практика, для запуска ЭРД указанного напряжения достаточно. Кроме того, рекомендуемое напряжение значительно выше, чем напряжение, характеризуемое неустойчивой работой ЭРД.

Преимуществом предлагаемого технического решения является обеспечение первоначальной (после отделения КА от разгонного блока) ориентации и стабилизации КА функционированием штатной ЭРДУ (исключив дополнительную систему газовых двигателей), что позволит эффективно использовать рабочее тело (ксенон) и уменьшить массу ДУ. Это решение позволит также уменьшить стоимость ДУ. Кроме того, использование предложенного способа позволит значительно сократить или совсем исключить паузу на обезгаживание СПУ при включении ЭРДУ при величине напряжения разряда ниже значения потенциала зажигания разряда, что существенно повысит оперативность маневра по переходу с геопереходной на геостационарную орбиту.

Использованная литература

1. И.Лисов. Геостационарное трио DARPA. Новости космонавтики. Август 2006 г. №8, том 16. С.11.

2. Агеев В.П., Милевский С.Я., Мурашко В.М. и др. Длительная эксплуатация электроракетных двигателей в составе геостационарного информационного космического аппарата «Ямал». Ракетно-космическая техника. Серия XII. Вып.1-2. г.Королев. РКК «Энергия», 2003. С.7-10.

3. Ю.Журавин. Первый казахский. В полете - «КазСат». Новости космонавтики. Август 2006 г. №8, том 16. С.6-9.

Claims

Способ выведения космического аппарата с геопереходной орбиты на геостационарную орбиту, заключающийся в том, что на геопереходной орбите производят отделение космического аппарата от разгонного блока и строят его орбитальную ориентацию, после чего включением штатной электроракетной двигательной установки переводят космический аппарат в заданную точку геостационарной орбиты, отличающийся тем, что построение орбитальной ориентации космического аппарата производят путем включения штатных электроракетных двигателей при номинальном значении тока разряда и расхода рабочего тела, при этом разрядное напряжение задают в соответствии с соотношением U_p=(0,7-0,8)U_п.з, где U_п.з - минимальное значение потенциала зажигания разряда по воздуху (расчетная величина).