Выведение космических аппаратов на орбиту. Советская орбитальная хитрость


История космонавтики, как и любой другой отрасли, хранит примеры остроумных решений, когда желаемая цель достигалась красивым и неожиданным способом. СССР/России не повезло с доступностью геостационарной орбиты. Но вместо того, чтобы достать до нее более тяжелыми ракетами или пытаться снизить массу полезной нагрузки, разработчиков осенила идея использования специальной орбиты. Об этой орбите и спутниках, которые ее используют до сих пор, наш сегодняшний рассказ.

Физика

Говоря о геостационарных и высокоэллиптических орбитах необходимо вспомнить такое понятие как наклонение орбиты . В данном случае, наклонение орбиты - это угол между плоскостью экватора Земли и плоскостью орбиты спутника:

Если мы стартуем с космодрома и начинаем разгоняться строго на восток, то получившаяся орбита будет иметь наклонение, равное широте космодрома. Если мы начинаем разгоняться, отклонившись к северу, то получившееся наклонение будет больше. Если мы, подумав, что это должно уменьшить наклонение, начнем разгоняться на юго-восток, получившаяся орбита будет иметь также большее наклонение, чем наша широта. Почему? Посмотрите на картинку: при разгоне строго на восток самой северной точкой проекции орбиты (синяя линия) будет наш космодром. А если мы будем разгоняться на юго-восток, то самая северная точка проекции получившейся орбиты будет севернее нашего космодрома, и наклонение орбиты окажется больше широты космодрома:

Вывод: при запуске космического аппарата начальное наклонение его орбиты не может быть меньше широты космодрома.

Для того, чтобы выйти на геостационарную орбиту (наклонение 0°) нужно обнулить наклонение, но на это требуется дополнительное топливо (физика этого процесса - ). Космодром Байконур имеет широту 45°, а, учитывая, что отработанные ракетные ступени не должны падать в Китай, ракеты запускаются на северо-восток на трассы с наклонением 65° и 51,6°. В результате, четырехступенчатая ракета-носитель 8К78, которая запускала к Луне полторы тонны, а к Марсу - почти тонну, на геостационарную орбиту смогла бы вывести всего ~100 кг. Уместить в такую массу полноценный геостационарный спутник связи в начале 60-х годов не могла ни одна страна. Надо было придумывать что-то другое. На помощь пришла орбитальная механика. Чем больше высота спутника, тем медленнее относительно Земли он движется. На высоте 36 000 км над экватором спутник будет постоянно висеть над одной точкой Земли (на этой идее и работает геостационарная орбита). А если мы выведем спутник на орбиту, которая представляет собой вытянутый эллипс, то его скорость будет очень сильно меняться. В перицентре (самая близкая к Земле точка орбиты) он будет лететь очень быстро, а вот в районе апоцентра (самая удаленная от Земли точка орбиты) будет на несколько часов практически зависать на месте. Если отметить точками путь спутника с интервалом один час, получится следующая картина:

Кроме почти неподвижности, на большой высоте спутник будет видеть обширный участок нашей планеты и сможет обеспечивать связь между удаленными пунктами. Большое наклонение орбиты будет означать, что даже в Арктике с приемом сигнала не будет проблем. А если выбрать наклонение близкое к 63,4°, то гравитационные помехи от Земли будут минимальными, и на орбите можно будет находиться практически без коррекции. Так родилась орбита "Молния" с параметрами:


  1. Перицентр: 500 км

  2. Апоцентр: 40 000 км

  3. Наклонение: 62,8°

  4. Период обращения: 12 часов

Если бы мы находились на спутнике, летящем по такой орбите, то видели бы Землю так:

Воплощение в железе

На высокоэллиптическую орбиту ракета 8К78 могла вывести целых 1600 кг. Для разработчиков это было счастье - можно было сделать мощный спутник с большими возможностями и параллельно "утереть нос" американцам, спутники связи которых не превышали по массе 300 кг. Получившийся аппарат впечатлял своими характеристиками:

В состав оборудования спутника входило три ретранслятора мощностью 40 Вт и два резервных мощностью 20 Вт, а электричество для них вырабатывали солнечные батареи суммарной мощностью в полтора киловатта. Для приема и передачи данных использовались две управляемые параболические антенны диаметром 1,4 метра. Аппаратом управляло транзисторное программно-временное устройство, предок современных компьютеров, а ориентацию поддерживал уникальный трехстепенной силовой гироско п. Система управления реализовывала сложные алгоритмы полетных режимов с трехосной ориентацией. На рабочем участке аппарат поддерживал постоянную ориентацию солнечными батареями на Солнце, сопровождая Землю управляемыми основными антеннами. Завершив рабочий участок, аппарат поворачивался по данным инфракрасной вертикали до тех пор, пока не занимал положение, параллельное вектору орбитальной скорости в перицентре. В районе перицентра, по хранящимся в памяти командам, он мог совершать коррекцию орбиты.


Вид сверху, хорошо виден конус двигательной установки и шар-баллоны сжатого азота для системы ориентации


Вид снизу, видны солнечные батареи, блок датчиков на торце и антенны

Предполагалось, что срок активного существования аппарата превысит один год, цифра, по тем временам, фантастическая. Аппарат получил название "Молния", и, забегая вперед, скажем, что он оказался настолько эпохальным, что и орбиту и ракету-носитель 8К78 назвали в его честь.

Эксплуатация


Ракета-носитель "Молния-М", потомок РН "Молния"

В то время начало эксплуатации не могло быть легким. 4 июня 1964 года первая "Молния" не долетела до орбиты из-за аварии ракеты-носителя. 22 августа 1964 года второй аппарат был успешно выведен на близкую к расчетной орбиту. Но вот беда - обе основные антенны, которые должны были дублировать друг друга, не раскрылись. Расследование установило, что во время испытаний на одной из антенн было обнаружено повреждение изоляции кабеля, и штанги антенн, по решению конструктора, обмотали дополнительно хлорвиниловой лентой. В космосе в тени солнечных батарей лента замерзла, и пружины, которые и так с трудом раскрывали антенны, не смогли пересилить смерзшийся пластик. Вторая "Молния" была потеряна. На будущее проблему было легко исправить, пружины на антенных штангах заменили на электродвигатели, которые гарантированно полностью раскрывали антенны. Наконец, 23 апреля 1965 года третья "Молния" была успешно запущена и оказалась полностью работоспособной. Был нервный момент, когда главное реле не захотело включаться с первого раза, но, после нескольких томительных минут непрерывной отправки с Земли команд на включение ретранслятора, он все-таки включился. Между Москвой и Владивостоком установилась связь через первый советский спутник-ретранслятор:


Первые телевизионные кадры, переданные при помощи "Молнии"

Большая мощность сигнала означала, что для его приема не нужны большие антенны, по стране стали строить сравнительно небольшие павильоны "Орбита":

Сетью станций спутникового вещания была быстро покрыта северная и восточная часть СССР:

А спутниковое телевидение из технического чуда быстро стало обыденностью, председатель крайкома на Дальнем Востоке сразу заявил, что в случае проблем с трансляцией передач будет жаловаться лично Брежневу. К 1984 году количество станций "Орбита" превысило сотню, сделав советское спутниковое ТВ доступным даже в небольших городах. Станции ретранслировали московский сигнал на местный телецентр, который, уже, в свою очередь, обслуживал значительный район.

Первые спутники "Молния" не смогли перешагнуть рубеж срока существования в один год. Из-за того, что спутник каждые сутки четыре раза пролетал через радиационные пояса, солнечные батареи стали быстро деградировать. Первая "Молния" смогла прожить с апреля по ноябрь. В конструкцию спутника добавили резервные солнечные панели, которые раскрывались при необходимости после деградации основных. Уже "Молния" №7 смогла активно существовать с октября 1966 по январь 1968. Для советских спутников это был очень большой срок.

"Молнии" разрабатывали в ОКБ С.П. Королева, а уже в 1965 году производство стали передавать в Красноярск "филиалу №2" под руководством Михаила Решетнева. С этого началась славная история предприятия, известного сейчас как АО ИСС им. академика Решетнева. Аппараты "Молния" активно развивались. Параболическая антенна была заменена на четырехспиральную:

Интересные кадры испытаний и рассказ о четырехспиральной антенне:


Дополнительные солнечные панели

Аппараты перешли на сантиметровый диапазон волн, научились вещать не на всю страну, а на отдельные временные зоны, постоянно возрастало количество каналов связи и их пропускная способность. Со временем "Молнии" перестали использоваться для гражданского телевещания и стали, в основном, спутниками военной связи. Последний аппарат семейства "Молния", "Молния-3К" был запущен в 2001 году.

Сегодня и завтра

Гражданское ТВ-вещание в СССР/России со временем перешло на геостационарную орбиту. Появилась более грузоподъемная ракета-носитель "Протон", которая начала выводить спутники на геостационар с 1975 года. Павильон "Орбиты" требовал двенадцатиметровую подвижную антенну и проигрывал спутниковым "тарелкам", которые сейчас встречаются повсеместно. Спутники "Молния" закончили свою жизнь. Но орбита "Молния" не умерла. Она востребована для наших высоких широт, и сейчас по ней летают спутники связи "Меридиан", с 2012 года идет разработка метеорологической системы "Арктика" . Уникальные свойства орбиты используются и за океаном - американский военный спутник NROL-35, предположительно относящийся к спутникам системы предупреждения о ракетном нападении и запущенный в декабре 2014 года, был выведен именно на орбиту "Молния". Кто знает, может быть, молния в руках у девушки на эмблеме миссии - намек на название орбиты?

Вариант орбиты "Молния", орбита "Тундра" с апоцентром 46-52 тысячи километров и периодом обращения в одни сутки, используется тремя спутниками радиосвязи Sirius XM и японской навигационной системой QZSS.

В будущем орбита "Молния" не будет забыта. Геостационарная орбита перегружена, как вариант, спутники могут начать уходить на высокоэллиптические орбиты. И даже за пределами Земли изобретению советских баллистиков может найтись применение: в проекте пилотируемой миссии на Марс HERRO для управления в реальном времени роботами на поверхности предлагается использовать аналог орбиты "Молния".

Подобно тому, как места в театре позволяют по-разному взглянуть на представление, различные орбиты спутников дают перспективу, каждая из которых имеет свое назначение. Одни кажутся висящими над точкой поверхности, они обеспечивают постоянный обзор одной стороны Земли, в то время как другие кружат вокруг нашей планеты, за день проносясь над множеством мест.

Типы орбит

На какой высоте летают спутники? Различают 3 типа околоземных орбит: высокие, средние и низкие. На высокой, наиболее удаленной от поверхности, как правило, находятся многие погодные и некоторые спутники связи. Сателлиты, вращающиеся на средней околоземной орбите, включают навигационные и специальные, предназначенные для мониторинга конкретного региона. Большинство научных космических аппаратов, в том числе флот системы наблюдения за поверхностью Земли НАСА, находится на низкой орбите.

От того, на какой высоте летают спутники, зависит скорость их движения. По мере приближения к Земле гравитация становится все сильнее, и движение ускоряется. Например, спутнику НАСА Aqua требуется около 99 минут, чтобы облететь вокруг нашей планеты на высоте около 705 км, а метеорологическому аппарату, удаленному на 35 786 км от поверхности, для этого потребуется 23 часа, 56 минут и 4 секунды. На расстоянии 384 403 км от центра Земли Луна завершает один оборот за 28 дней.

Аэродинамический парадокс

Изменение высоты спутника также изменяет его скорость движения по орбите. Здесь наблюдается парадокс. Если оператор спутника хочет повысить его скорость, он не может просто запустить двигатели для ускорения. Это увеличит орбиту (и высоту), что приведет к уменьшению скорости. Вместо этого следует запустить двигатели в направлении, противоположном направлению движения спутника, т. е. совершить действие, которое на Земле бы замедлило движущееся транспортное средство. Такое действие переместит его ниже, что позволит увеличить скорость.

Характеристики орбит

В дополнение к высоте, путь движения спутника характеризуется эксцентриситетом и наклонением. Первый относится к форме орбиты. Спутник с низким эксцентриситетом движется по траектории, близкой к круговой. Эксцентричная орбита имеет форму эллипса. Расстояние от космического аппарата до Земли зависит от его положения.

Наклонение - это угол орбиты по отношению к экватору. Спутник, который вращается непосредственно над экватором, имеет нулевой наклон. Если космический аппарат проходит над северным и южным полюсами (географическими, а не магнитными), его наклон составляет 90°.

Все вместе - высота, эксцентриситет и наклонение - определяют движение сателлита и то, как с его точки зрения будет выглядеть Земля.

Высокая околоземная

Когда спутник достигает ровно 42164 км от центра Земли (около 36 тыс. км от поверхности), он входит в зону, где его орбита соответствует вращению нашей планеты. Поскольку аппарат движется с той же скоростью, что и Земля, т. е. его период обращения равен 24 ч, кажется, что он остается на месте над единственной долготой, хотя и может дрейфовать с севера на юг. Эта специальная высокая орбита называется геосинхронной.

Спутник движется по круговой орбите прямо над экватором (эксцентриситет и наклонение равны нулю) и относительно Земли стоит на месте. Он всегда расположен над одной и той же точкой на ее поверхности.

Орбита «Молния» (наклонение 63,4°) используется для наблюдения в высоких широтах. Геостационарные спутники привязаны к экватору, поэтому они не подходят для дальних северных или южных регионов. Эта орбита весьма эксцентрична: космический аппарат движется по вытянутому эллипсу с Землей, расположенной близко к одному краю. Так как спутник ускоряется под действием силы тяжести, он движется очень быстро, когда находится близко к нашей планете. При удалении его скорость замедляется, поэтому он больше времени проводит на вершине орбиты в самом дальнем от Земли краю, расстояние до которого может достигать 40 тыс. км. Период обращения составляет 12 ч, но около двух третей этого времени спутник проводит над одним полушарием. Подобно полусинхронной орбите сателлит проходит по одному и тому же пути через каждые 24 ч. Используется для связи на крайнем севере или юге.

Низкая околоземная

Большинство научных спутников, многие метеорологические и космическая станция находятся на почти круговой низкой околоземной орбите. Их наклон зависит от того, мониторингом чего они занимаются. TRMM был запущен для мониторинга осадков в тропиках, поэтому имеет относительно низкое наклонение (35°), оставаясь вблизи экватора.

Многие из спутников системы наблюдения НАСА имеют почти полярную высоконаклонную орбиту. Космический аппарат движется вокруг Земли от полюса до полюса с периодом 99 мин. Половину времени он проходит над дневной стороной нашей планеты, а на полюсе переходит на ночную.

По мере движения спутника под ним вращается Земля. К тому времени, когда аппарат переходит на освещенный участок, он находится над областью, прилегающей к зоне прохождения своей последней орбиты. За 24-часовой период полярные спутники покрывают большую часть Земли дважды: один раз днем и один раз ночью.

Солнечно-синхронная орбита

Подобно тому как геосинхронные спутники должны находиться над экватором, что позволяет им оставаться над одной точкой, полярно-орбитальные имеют способность оставаться в одном времени. Их орбита является солнечно-синхронной - при пересечении космическим аппаратом экватора местное солнечное время всегда одно и то же. Например, спутник Terra пересекает его над Бразилией всегда в 10:30 утра. Следующее пересечение через 99 мин над Эквадором или Колумбией происходит также в 10:30 по местному времени.

Солнечно-синхронная орбита необходима для науки, так как позволяет сохранять солнечного света на поверхность Земли, хотя он будет меняться в зависимости от сезона. Такое постоянство означает, что ученые могут сравнивать изображения нашей планеты одного времени года в течение нескольких лет, не беспокоясь о слишком больших скачках в освещении, которые могут создать иллюзию изменений. Без солнечно-синхронной орбиты было бы сложно отслеживать их с течением времени и собирать информацию, необходимую для изучения изменений климата.

Путь спутника здесь очень ограничен. Если он находится на высоте 100 км, орбита должна иметь наклон 96°. Любое отклонение будет недопустимым. Поскольку сопротивление атмосферы и сила притяжения Солнца и Луны изменяют орбиту аппарата, ее необходимо регулярно корректировать.

Выведение на орбиту: запуск

Запуск спутника требует энергии, количество которой зависит от расположения места старта, высоты и наклона будущей траектории его движения. Чтобы добраться до удаленной орбиты, требуется затратить больше энергии. Спутники со значительным наклоном (например, полярные) более энергозатратны, чем те, которые кружат над экватором. Выведению на орбиту с низким наклоном помогает вращение Земли. движется под углом 51,6397°. Это необходимо для того, чтобы космическим челнокам и российским ракетам было легче добраться до нее. Высота МКС - 337-430 км. Полярные спутники, с другой стороны, от импульса Земли помощи не получают, поэтому им требуется больше энергии, чтобы подняться на такое же расстояние.

Корректировка

После запуска спутника необходимо приложить усилия, чтобы удержать его на определенной орбите. Поскольку Земля не является идеальной сферой, ее гравитация в некоторых местах сильнее. Эта неравномерность, наряду с притяжением Солнца, Луны и Юпитера (самой массивной планеты Солнечной системы), изменяет наклон орбиты. На протяжении всего своего срока службы положение спутников GOES корректировалось три или четыре раза. Низкоорбитальные аппараты НАСА должны регулировать свой наклон ежегодно.

Кроме того, на околоземные спутники оказывает воздействие атмосфера. Самые верхние слои, хотя и достаточно разрежены, оказывают достаточно сильное сопротивление, чтобы притягивать их ближе к Земле. Действие силы тяжести приводит к ускорению спутников. Со временем они сгорают, по спирали опускаясь все ниже и быстрее в атмосферу, или падают на Землю.

Атмосферное сопротивление сильнее, когда Солнце активно. Так же, как воздух в воздушном шаре расширяется и поднимается при нагревании, атмосфера поднимается и расширяется, когда Солнце дает ей дополнительную энергию. Разреженные слои атмосферы поднимаются, а их место занимают более плотные. Поэтому спутники на орбите Земли должны изменять свое положение примерно четыре раза в год, чтобы компенсировать сопротивление атмосферы. Когда солнечная активность максимальна, положение аппарата приходится корректировать каждые 2-3 недели.

Космический мусор

Третья причина, вынуждающая менять орбиту - космический мусор. Один из коммуникационных спутников Iridium столкнулся с нефункционирующим российским космическим аппаратом. Они разбились, образовав облако мусора, состоящее из более чем 2500 частей. Каждый элемент был добавлен ​​в базу данных, которая сегодня насчитывает свыше 18000 объектов техногенного происхождения.

НАСА тщательно отслеживает все, что может оказаться на пути спутников, т. к. из-за космического мусора уже несколько раз приходилось менять орбиты.

Инженеры отслеживают положение космического мусора и сателлитов, которые могут помешать движению и по мере необходимости тщательно планируют маневры уклонения. Эта же команда планирует и выполняет маневры по регулировке наклона и высоты спутника.

Земля, как любое космическое тело, обладает собственным гравитационным полем и рядом расположенными орбитами, на которых могут находиться тела и объекты разной величины. Чаще всего под ними подразумеваются Луна и международная космическая станция. Первая ходит по своей собственной орбите, а МКС - по низкой околоземной. Существует несколько орбит, которые между собой отличаются удаленностью от Земли, относительным расположением относительно планеты и направлением вращения.

Орбиты искусственных спутников Земли

На сегодняшний день в ближайшем околоземном космическом пространстве находится множество объектов, которые являются результатами человеческой деятельности. В основном, это искусственные спутники, служащие для обеспечения связи, однако есть и немало космического мусора. Одним из самых известных искусственных спутников Земли является Международная космическая станция.

ИСЗ движутся по трем основным орбитам: экваториальной (геостационарной), полярной и наклонной. Первая полностью лежит в плоскости окружности экватора, вторая строго ей перпендикулярна, а третья располагается между ними.

Геосинхронная орбита

Название этой траектории связано с тем, что тело, движущееся по ней, имеет скорость, равную звездному периоду вращения Земли. Геостационарная орбита - это частный случай геосинхронной орбиты, которая лежит в той же плоскости, что и земной экватор.

При наклонении не равном нулю и нулевом эксцентриситете спутник, при наблюдении с Земли, описывает в течение суток в небе восьмерку.

Первый спутник на геосинхронной орбите - американский Syncom-2, выведенный на нее в 1963 году. Сегодня в некоторых случаях размещение спутников на геосинхронной орбите происходит по причине того, что ракета-носитель не может вывести их на геостационарную.

Геостационарная орбита

Данная траектория имеет такое название по той причине, что, несмотря на постоянное движение, объект, на ней находящийся, остается статичным относительно земной поверхности. Место, в котором находится объект, называется точкой стояния.

Спутники, выведенные на такую орбиту, часто используются для передачи спутникового телевидения, потому что статичность позволяет единожды направить на него антенну и долгое время оставаться на связи.

Высота расположения спутников на геостационарной орбите равна 35 786 километрам. Поскольку все они находятся прямо над экватором, для обозначения позиции называют только меридиан, например, 180.0˚E Интелсат 18 или 172.0˚E Eutelsat 172A.

Приблизительный радиус орбиты равен ~42 164 км, длина - около 265 000 км, а орбитальная скорость - примерно 3, 07 км/с.

Высокая эллиптическая орбита

Высокой эллиптической орбитой называют такую траекторию, высота которой в перигее в несколько раз меньше, чем в апогее. Выведение спутников на такие орбиты имеет ряд важных преимущества. Например, одной такой системы может быть достаточно для обслуживания всей России или, соответственно, группы государств с равной суммарной площадью. Кроме того, системы ВЭО на высоких широтах более функциональные, чем геостационарные спутники. А еще вывод спутника на высокую эллиптическую орбиту обходится приблизительно в 1,8 раза дешевле.

Крупные примеры систем, работающих на ВЭО:

  • Космические обсерватории, запущенные NASA и ESA.
  • Спутниковое радио Sirius XM Radio.
  • Спутниковая связь Меридиан, -З и -ЗК, Молния-1Т.
  • Спутниковая система коррекции GPS.

Низкая околоземная орбита

Это одна из самых низких орбит, которая в зависимости от разных обстоятельств может иметь высоту 160-2000 км и период обращения, соответственно, 88-127 минут. Единственным случаем, когда НОО была преодолена пилотируемыми космическими аппаратами - это программа Апполон с высадкой американских астронавтов на луну.

Большая часть используемых сейчас или использованных когда-либо ранее искусственных земных спутников работали на низкой околоземной орбите. По этой же причине в этой зоне сейчас расположена основная доля космического мусора. Оптимальная орбитальная скорость для спутников, находящихся на НОО, в среднем, равна 7,8 км/с.

Примеры искусственных спутников на НОО:

  • Международная Космическая станция (400 км).
  • Телекоммуникационные спутники самых разных систем и сетей.
  • Разведывательные аппараты и спутники-зонды.

Обилие космического мусора на орбите - главная современная проблема всей космической индустрии. Сегодня ситуация такова, что вероятность столкновения различных объектов на НОО растет. А это, в свою очередь, ведет к разрушению и образованию на орбите еще большего числа фрагментов и деталей. Пессимистичные прогнозы говорят о том, что запущенный Принцип домино может полностью лишить человечество возможности осваивать космос.

Низкая опорная орбита

Низкой опорной принято называть ту орбиту аппарата, которая предусматривает изменение наклона, высоты или другие существенные изменения. Если же у аппарата нет двигателя и он не совершает маневры, его орбиту называют низкой околоземной.

Интересно, что российские и американские баллистики рассчитывают её высоту по разному, потому что первые основываются на эллиптической модели Земли, а вторые - на сферической. Из-за этого есть разница не только в высоте, но и в положении перигея и апогея.

Для выведения КА на орбиту ракета-носитель должна сообщить ему вполне определенную скорость, как по величине, так и по направлению при заданных коорди­натах конца полета. Это обеспечивается программой выведе­ния, полет по которой происходит при воздействии на РН орга­нов управления. Путь, проходимый ракетой-носителем при вы­ведении космического аппарата на орбиту, называют траек­торией полета (рис. 3.14) и характеризуют активным и пассивным участками. Активный участок полета – это полет ступеней ракеты-носителя с работающим двигателем, пассивный участок – полет отработавших ракетных блоков после их отделения от ракеты-носителя. Возможен также полет ракеты-носителя в так называемом импульсном режиме, т. е. с перерывами в работе двигателей.

Рис. 3.14. Траектория ракеты-носителя:

1 - Земля; 2 - вертикальный участок полета; 3 - активный участок полета I ступе­ни;

4 - активный участок полета II ступени; 5 - активный участок полета III ступе­ни;

6 - орбита КА; 7 - пассивный участок полета ракетного блока II ступени;

8- пассивный участок полета ракетного блока I ступени; 9 - местный горизонт;

10 - направление радиуса Земли

Ракета-носитель, стартуя вертикально, выходит затем на криволинейный участок траектории полета, обеспечивающий постепенное уменьшение угла наклона ее оси по отношению к местному горизонту. Для уменьшения потерь скорости ракеты-носителя от аэродинамического сопротивления желательно как можно более быстрое прохождение ею плотных слоев атмосфе­ры и приближение ее траектории полета к горизонтальной только после выхода из этих слоев. В плотных слоях атмосфе­ры РН, как правило, движется по траектории, близкой к траек­тории с нулевой подъемной силой, что обеспечивает снижение нагрузок, вызываемых аэродинамическими силами при больших углах атаки, на ее корпус.

Одним из основных вопросов, связанных с траекторией по­лета, является вопрос ее оптимизации, т. е. определения такой траектории, при движении по которой критерий оптимально­сти (высота орбиты, величина полезного груза и т. д.) дости­гает своего максимального (минимального) значения. В этом случае обычно решают две задачи: первую - определение оптимальной траектории полета ракеты-носителя при извест­ных ее параметрах и вторую - определение параметров РН при известных требованиях к траектории ее полета, т. е. за­дачу оптимального конструирования.

Как правило, ракеты-носители сообщают космическому ап­парату только первую космическую скорость и выводят его или на круговую, или на эллиптическую орбиту. Достижение второй и третьей космических скоростей более выгодно за счет энер­гетики самого КА, стартующего в этом слу­чае с опорной орбиты ИСЗ.

Параметры определяющие конечную скорость ракеты-носителя. В общем случае движение ракеты-носителя характеризуется достаточно сложной системой уравнений (Аппазов Р. Ф., Лавров С, С., Мишин В. П. Баллистика управляемых ракет дальнего действия. М., Наука, 1966,), одно из которых, учитывающее лишь основные силы, действующие на ракету-носитель в полете, можно записать в виде

, (3.1)

где V - скорость ракеты-носителя;

τ - время полета;

Р - тяга двигателя;

X - сила аэродинамического сопротивления;

m - текущая масса РН (масса в данный мо­мент времени);

g - ускорение силы земного тяготения;

θ - угол наклона касательной к траектории полета относи­тельно горизонта.

Для выявления параметров, определяющих конечную ско­рость РН, воспользуемся преобразованиями уравнения (3.1), в соответствии с которыми конечная скорость ракеты-носителя

где ; (3.3)

; (3.4)

– относительная масса РН – безразмерный коэффициент, характеризующий ее текущую массу; m 0 и т –стартовая и текущая массы ракеты-носителя соот­ветственно; – нагрузка на мидель – стартовый вес, приходящийся на единицу площади максимального поперечного сечения РН; S м – площадь миделя; и – удельный импульс ракетного двигателя на уровне море и в пустоте соответственно; – безразмерный коэффициент, характеризующий тяговооруженность РН; P 0 – стартовая (на уровне моря) тяга РН; – скорость напор; V – текущая скорость РН; р 0 – давление атмосферы на уровне моря; ρ и р – текущие плотность и давление атмосферы в точке нахождения РН в данный момент времени; С Х – безразмерный коэффициент силы аэродинамического сопротивления.

Из уравнений (3.2) – (3.5) следует, что конечная скорость ракеты-носителя определяется конструктивно-энергетическими параметрами: относительной конечной массой μ к, удельным импульсом двигателя и , тяговооруженностью РН, характеризуемой величиной ν 0 , аэродинамической компоновкой, характеризуемой значениями Р м и С Х, и параметрами траектории (программой изменения угла θ , изменением скоростного напора q и давления окружающей среды р по времени полета). Относительная конечная масса РН

, (3.6)

где m пг – масса полезного груза; m кон – масса элементов конструкции корпуса РН и ее систем; m то – масса остатков топлива; m гн – масса газов наддува; m 0 – стартовая масса РН.

Величина μ к определяется совершенством конструкции корпуса, агрегатов и систем ракеты-носителя, а также совершенством двигателя и топливной системы, которые определяют величину остатков топлива и конечную массу газов наддува топливных баков. Совершенство конструкции корпуса, агрегатов и систем зависит от искусства конструктора, принятой компоновочной схемы, развития материаловедения и уровня нагрузок, определяемых, степенью оптимизации траектории полета.

Чем меньше величина μ к тем большую скорость развивает РН в конце своего полета.

Удельный импульс двигателя зависит от типа двигательной установки (РДТТ, ЖРД, ЯРД), компонентов топлива (рабочего тела) и уровня развития двигателестроения. Последний характеризуется совершенством конструкции двигателя (наличием или отсутствием непроизводительных потерь компонентов топлива), совершенством процессов сгорания топлива и степенью расширения продуктов сгорания. Чем выше удельный импульс двигателя , тем дольше конечная скорость ракеты-носителя.

Тяговооруженность РН – имеет двойственное влияние на величину конечной скорости. Ее возрастание приводит к уменьшению времени полета и увеличению скорости прохождения плотных слоев атмосферы (увеличению скоростных напоров), уменьшению затрат, энергии на преодо­ление силы земного тяготения и увеличению их на преодоление сил аэродинамического сопротивления. Одновременно возрастают нагрузки, действующие на корпус РН, что обусловливает увеличение ее конечной массы. Сложный характер влияния тяговооруженности ракеты-носителя на величину ее конечной скорости при конкретном проектировании приводит к необходимости совместной оптимизации параметров РН и траектории ее полета.

Влияние аэродинамической компоновки ракеты-носителя на ее конечную скорость определяется нагрузкой на мидель Р м и коэффициентом силы аэродинамического сопротивления С Х, при этом коэффициент С Х является прямым показателем совершенства аэродинамической компоновки, а Р м – косвенным, хотя и более наглядным. Совершенство аэродинамической ком­поновки простых компоновочных схем (моноблочные, без большого количества элементов, выступающих над обводами корпуса, с ограниченным количеством двигателей и т. п.) достаточно хорошо характеризуется величиной Р м, а аэродинамическое совершенство более сложных компоновочных схем – коэффициентом С Х. Аэродинамическое совершенство может характеризоваться безразмерным коэффициентом

где – относительная масса полезного груза при произвольной нагрузке на мидель;

μ пг 10 000 – относительная масса полезного груза при Р м =10 000 кгс/м.

Схемы выведения на орбиту космического аппарата.

Скорость, необходимая для выведения КА на круговую орбиту в центральном поле тяготения Земли, определяется по формуле:

где g = 9,81 м/с2 − ускорение свободного падения; R = 6 371 км − средний радиус Земли; Н − высота орбиты КА над поверхностью Земли.

Значение этой скорости при H=0 называют первой космической скоростью (~ 7 900 м/с). Для низкой круговой орбите H=200 км (базовая орбита) скорость движения КА равна 7 791 м/с, для геостационарной орбиты H=35 809 км – 3 076 м/с.

Для эллиптических орбит конечные скорости V э = 7 900…11 200 м/с. Полет КА по параболе с энергетической точки зрения характеризуется так называемой второй кос­мической скоростью, равной V п ≈ 11 200 м/с, которая по­зволяет преодолеть земное притяжение. Движение по параболе относительно Земли возможно только в случае отсутствия других сил воздействия, кроме силы земного тяготения.

Гиперболические орбиты характеризуются скоростями V г > 11 200 м/с, куда входит и третья космическая скорость (V г ≈ 16 700 м/с) – наименьшая начальная скорость, при ко­торой КА может преодолеть не только земное, но и солнечное притяжение и покинуть Солнечную систему.

Следует учитывать, что за счет вращения Земли РН с КА приобретает некоторую начальную скорость, которая при запуске в восточном направлении составляет: на экваторе – 465 м/с, а на широте российского космодрома Плесецк – 210 м/с.

На практике реализуются различные методы выведения КА на орбиту, каждый из которых влияет на многие параметры, такие как требуемая энергия, программа изменения тяги, параметры ступеней РН, продолжительность выведения, условия видимости участков выведения с определенных пунктов и другие. Однако главным требованием, определяющим выбор типа выведения, остается требование минимизации энергии. Различают три основных типа вывода:

− полностью активный вывод (прямое выведение);

− баллистический вывод;

− эллиптический вывод (с участком движения по перигейной круговой орбите радиуса, равного перигейному расстоянию переходной орбиты или без него).

При прямом выведении имеется лишь один активный участок, параметры движения в конце которого должны совпадать с требуемыми орбитальными параметрами движения КА. Этот тип вывода по сравнению с двумя последующими типами вывода является менее экономичным поскольку с увеличением продолжительности активного участка возрастает расход энергии на преодоление гравитационных сил. По этому методу целесообразно осуществлять выведение КА только на низкие (до 400 км) орбиты. При этом важное значение приобретают вопросы выбора оптимальной программы движения РН, обеспечивающей минимум расхода энергии.

При баллистическом выводе реализуются траектории, подобные траекториям МБР, которые представляют собой дуги эллиптических траекторий в центральном поле тяготения. При этом вершина эллиптической траектории должна касаться орбиты, на которую выводится КА. В вершине траектории КА сообщается дополнительный импульс до требуемой орбитальной скорости (второй активный участок). Данный метод по сравнению с другими обладает следующими свойствами: меньше время полета, прямая видимость во время выведения, более благоприятные условия для спасения отдельных ступеней РН. Граница высот, для которых баллистический тип вывода оказывается более приемлемым с точки зрения расхода энергии составляет около 1 000 км.

При эллиптическом выводе КА вначале выводится на круговую орбиту малой высоты (180…200 км), на которой (сразу или спустя некоторое время) он разгоняется до перигейной скорости переходного эллипса (траектории Гомана), в апогее которого, касающегося заданной орбиты, КА разгоняется до требуемой орбитальной скорости.

Широкое применение в космонавтике находит геостационарная орбита (ГСО), расположенная в плоскости экватора с высотой над поверхностью земли 35 809 км. Наклонение и эксцетриситет этой орбиты равны нулю, движение происходит в восточном направлении с периодом равным суточному вращению Земли (23 ч 56 мин 4 сек).

Наиболее выгодным с энергетической точки зрения является выведение КА на ГСО со стартовых площадок, расположенных на экваторе. Запуск КА на геостационарную орбиту с космодромов России является более сложным, так как требует дополнительного изменения плоскости орбиты КА. Этот энергоемкий маневр осуществляется, как правило, с помощью специальных многократно включаемых ступеней РН – разгонных блоков (РБ). При этом используются способы выведения, включающие в себя пассивные участки и опорные орбиты. Практическое применение в настоящее время для выведения КА на ГСО нашли двух- и трехимпульсные схемы выведения, а также использование для поворота плоскости орбиты гравитационного поля Луны. Разгонные блоки используются также для выведения КА на межпланетные траектории.

При выводе спутника на орбиту ракета-носитель обычно сообщает ему начальную скорость после пересечения плотных слоев атмосферы, на высоте, не меньшей 140 км. В момент, когда достигнута необходимая орбитальная скорость, двигатель последней ступени ракеты-носителя выключается. Далее от этой ступени могут отделяться один или несколько искусственных спутников, предназначенных для разных целей. В момент отделения спутник получает небольшую дополнительную скорость. Поэтому начальные орбиты спутника и последней ступени ракеты-носителя всегда несколько отличаются между собой.

Помимо одного или нескольких спутников с той или иной аппаратурой и последней ступени ракеты-носителя обычно на близкие орбиты выводятся и некоторые детали, например, части носового обтекателя, защищающего спутник при прохождении плотных слоев атмосферы, и т. п.

В принципе начальной точкой движения спутника может быть любая точка его орбиты, но характеристическая скорость РН будет минимальной, если активный участок кончается вблизи перигея. В случае, когда перигей находится вблизи плотных слоев атмосферы, особенно важно, чтобы приобретенная спутником при разгоне скорость не была меньше заданной величины и чтобы ее направление минимально отклонялось от горизонтального (рис. 3.15, а, б). В противном случае спутник войдет в плотные слои атмосферы, не завершив и одного оборота.

Если запланированная орбита расположена достаточно высоко, то небольшие ошибки не грозят гибелью спутнику, но из-за них полученная орбита, даже если не пересечет плотные слои атмосферы, может оказаться непригодной для намеченных научных целей. Участок выведения на орбиту обычно включает в себя один или больше пассивных интервалов. При высоком перигее орбиты, на которую выводится спутник, пассивный участок выведения может иметь более 10 000 км в длину. Траектория выведения, представляющая собой, вообще говоря, пространственную

кривую, расположена вблизи плоскости орбиты спутника. Если запуск производится точно в восточном направлении, то наклонение плоскости орбиты равно широте места запуска. При этом плоскость орбиты касается параллели. Во всех остальных случаях наклонение орбиты может быть только больше широты космодрома (в частности, при запуске в западном направлении, когда плоскость орбиты также касается параллели космодрома, наклонение должно быть больше 90°). Меньше широты места запуска наклонение орбиты может быть только в том случае, если предусмотрен маневр изменения плоскости орбиты уже после вывода на нее.

Способы выведения спутника на орбиту показаны на рис. 3.16.

На активном участке от ракеты-носителя может отделиться спутник еще до выключения последней ступени. После выключения может отделиться второй спутник. Очевидно, орбиты двух спутников будут различны, но их перигейные высоты будут отличаться мало, так как за время дополнительного разгона последняя ступень не могла подняться слишком высоко. Апогеи же могут находиться различных высотах, ибо даже небольшое увеличение начальной скорости резко поднимает апогей.

Отделение двух спутников на активном участке полета последней ступени было впервые произведено 30 января 1964 г. При этом советский спутник «Электрон-1» был выведен на орбиту с высотой перигея 406 км и высотой апогея 7 145 км, а спутник «Электрон-2» - с высотами соответственно 457 км и 68 000 км. Выбор орбит определялся целями запуска - изучением внутренней и внешней части пояса радиации.

В случаях, когда намеченная орбита спутника круговая на большой высоте, или эллиптическая с высоким перигеем, или эллиптическая с низким перигеем, но с апогеем, расположенным в определенной области пространства, может оказаться необходимым предварительный вывод спутника на низкую промежуточную орбиту. При этом требуются дополнительные импульсы, сообщаемые верхней ступенью ракеты или бортовым двигателем спутника.

Предположим, что имея космодром в точке А (рис. 3.17), мы желаем вывести спутник на эллиптическую орбиту с апогеем, расположенным над точкой А. Разогнав спутник до круговой скорости в точке В, мы выведем его на низкую промежуточную орбиту 1. Если теперь сообщить спутнику в точке С приращение скорости, включив двигатель новой ступени или повторно включив предыдущую ступень, то спутник перейдет на эллиптическую орбиту с апогеем), расположенным над А. Подобный прием используется при запусках советских спутников связи типа «Молния», апогей которых должны располагаться на высоте приблизительно 40000 км непременно над северным полушарием (но, конечно, не обязательно над космодромом). Трудность такого запуска в том, что точка С находится вне зоны радиовидимости радиолокационных станций слежения.

Если в апогее эллиптической орбиты сообщить еще одно приращение скорости, то можно перевести спутник на новую орбиту. В частности, если довести скорость в точке D до местной круговой, то спутник перейдет на круговую орбиту 3. Если точка D находится на высоте 35 800 км, то мы получим суточный спутник с орбитальной скоростью 3,08 км/сек, а если вдобавок космодром и а орбита находятся в плоскости экватора, то стационарный. Если же точка А не находится на экваторе, то понадобится в момент пересечения экваториальной плоскости еще одним импульсом исправить положение плоскости орбиты. Положение точки С на промежуточной орбите 1 выбирается с таким расчетом, чтобы стационарный спутник находился над заданной точкой экватора. Обычно вследствие погрешностей в периоде обращения спутника это удается не сразу. Спутник начинает медленно «дрейфовать» на восток или на запад, и необходимы дополнительные коррекции орбиты, чтобы остановить его над заданной точкой, а впоследствии и компенсировать неизбежные возмущения. Наконец, в апогее промежуточной орбиты 2 (не обязательно на высоте 35 800 км) можно превысить с помощью бортового двигателя местную круговую скорость, и тогда точка D станет перигеем новой эллиптической орбиты 4. Таким путем выводятся спутники на эллиптические орбиты с высокими перигеями. В качестве примера можно указать американский спутник связи «Реле-2», запущенный 21 января 1964 г. на орбиту с перигеем на высоте 2 091 км и апогеем на высоте 7 411 км.

Любопытно, что, используя две промежуточные орбиты 1 и 2 (рис. 3.17), можно с помощью одной ракеты-носителя вывести два спутника на одну и ту же круговую орбиту (или почти одну и ту же) так, чтобы они находились одновременно в двух существенно разных точках этой орбиты. Для этого достаточно после вывода одного спутника на орбиту 3 в точке D позволить второму спутнику совершить целое обращение по орбите 2, чтобы при новом приходе в апогей D быть, наконец, выведенным на орбиту 3. Можно так подобрать периоды обращения орбит 2 и 3, чтобы оба спутника оказались друг от друга на заданном расстоянии по дуге орбиты (в принципе даже на концах одного диаметра). Таким путем в США в 1963, 1964, 1965 и 1967 гг. были выведены на круговые орбиты высотой примерно 100 000 км четыре пары спутников-инспекторов «Вела-Хоутел» (для обнаружения ядерных взрывов в космосе), причем один спутник в паре опережал на 130 - 140° другой. При всех запусках на промежуточной орбите 2 оставался еще и третий, научный спутник.

Процесс выведения ИСЗ на стационарную орбиту (рис. 3.18) поэтапно можно представить следующим образом (рис. 3.18, а):

– запуск со стартовой позиции, находящейся вблизи от экватора, в восточном направлении на орбиту ожидания высотой 185...250 км;

– в момент пересечения экваториальной плоскости перевод спутника с орбиты ожидания на промежуточную орбиту, апогей которой совпадает с высотой синхронной орбиты;

– проведение необходимых манёвров по ориентации на промежуточной орбите для подготовки к включению апогейного двигателя;

– после совершения нескольких витков по переходной орбите переход с помощью апогейного двигателя на орбиту близкую к круговой;

– точный перевод ИСЗ в точку над заданной долготой и коррекция его периода обращения и эксцентриситета орбиты; перевод ИСЗ (если требуется) из режима стабилизации вращением в режим стабилизации по трем осям и развертывание солнечных батарей;

– периодическая коррекция параметров орбиты для обеспечения нахождения ИСЗ над заданной точкой земной поверхности.

Возможно выведения ИСЗ на орбиту по схеме, представленной на рис. 3.18, б.

НАЗНАЧЕНИЕ КОМПЛЕКСА


ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Наименование показателя Значение
  • на геостационарную орбиту
  • на геопереходную орбиту
до 1600 до 3600 до 4830
до 7
12 - 18
до 3
не менее, чем через 3
обеспечивается
не менее 0,97
не менее 0,96
на 2 пуска
1 раз в год
имеется
Космодром "Байконур" (63° в.д. и 46° с.ш.)


СОСТАВ КОМПЛЕКСА

Комплекс "Зенит-М" включает:

РКН "Зенит - 3SLБ"

РКН «Зенит-3SLБ»


Космическая головная часть

Состав КГЧ

Основные размеры КГЧ


Разгонный блок ДМ-SLБ

Разгонный блок (РБ) "ДМ-SLБ" создан на основе успешно используемого в программе "Морской старт" блока ДМ-SL разработки и изготовления РКК "Энергия" им. С.П. Королева.

Предназначен для выведения космических аппаратов различного назначения на высокоэллиптические, высококруговые (в том числе геостационарные) орбиты и отлетные (межпланетные) траектории.

Конструкция разгонного блока "ДМ-SLБ", используемого на ракете-носителе "Зенит-3SLБ", во многом сходна с конструкцией РБ "ДМ-SL" проекта "Морской старт" и является его адаптированным вариантом для "Наземного старта".

Разгонный блок, использующий в качестве компонентов ракетного топлива жидкий кислород и керосин, может производить до трех включений двигателя в течение миссии. Поэтому выведение космических аппаратов на геостационарную орбиту осуществляется по двух- или трехимпульсной схеме в зависимости от долготы точки стояния КА.


Переходная система


Стартовый комплекс "Зенит - СМ"

Стартовый комплекс предназначен для пусков РКН "Зенит-3SLБ", "Зенит-2SLБ" и обеспечивает установку ракеты на стартовый стол, полный комплекс предстартовой подготовки, заправку компонентами ракетного топлива, подготовку к пуску собранной РКН и пуск.

Стартовый комплекс включает в себя стартовое сооружение и командный пункт.

Стартовое сооружение предназначено для размещения пускового и другого технологического оборудования (в том числе электрического наземного вспомогательного оборудования КА), используемого для проведения пусковых операций.

Сооружение командного пункта предназначено для размещения наземной аппаратуры, обслуживаемой при проведении пусковых операций, а также для размещения персонала, непосредственно участвующего в предстартовой подготовке и пуске РКН, включая представителей Заказчика КА.

Основным преимуществом стартового комплекса является полностью автоматизированная подготовка РН, проходящая без участия обслуживающего персонала. Высокая степень автоматизации предпусковых и пусковых операций обеспечивает высокую надежность, качество выполнения и безопасность проведения операций с минимальным количеством обслуживающего персонала. Важным преимуществом является отсутствие заменяемых элементов после проведения пуска, что позволяет существенно сократить количество послепусковых работ и уменьшить время подготовки к следующему пуску.

СХЕМА ВЫВЕДЕНИЯ

Место старта

Стартовый комплекс РКН «Зенит-3SLБ» расположен на территории космодрома Байконур в Казахстане и имеет географические координаты 63° в.д. и 46° с.ш. При пусках с этого комплекса используются базовые направления, определяющиеся ограничениями на пролёт над различными территориями и отведенными районами падения отделяющихся частей.

Трасса полета


Типовая схема выведения

Типовая схема выведения космического аппарата на ПГСО посредством РКН «Зенит-3SLБ» включает в себя несколько полётных операций:

  • выведение на промежуточную орбиту;
  • выведение на опорную орбиту;
  • выведение на переходную орбиту;
  • выведение на целевую орбиту;
  • отделение космического аппарата;
  • увод разгонного блока на орбиту хранения.

Две ступени РН обеспечивают выход орбитального блока на незамкнутую с отрицательным перигеем орбиту, тремя включениями маршевого двигателя разгонного блока космический аппарат выводится на заданную целевую орбиту. После отделения космического аппарата разгонный блок уводится на орбиту хранения, где из него стравливаются остатки топлива и газа.

Телеметрическая информация (ТМИ) во время полёта передаётся на наземные измерительные пункты России. Приём ТМИ в реальном масштабе времени при втором включении маршевого двигателя РБ обеспечивается мобильным измерительным пунктом разработки РКК "Энергия", дислоцированным в г. Абиджан, республика Кот-Д’ивуар.

НАЗНАЧЕНИЕ КОМПЛЕКСА

Космические ракетные комплексы "Наземный старт" и "Морской старт" взаимно дополняют друг друга, позволяя выводить на геопереходные орбиты полезные грузы массой 3600 кг ("Наземный старт") и более 6000 кг ("Морской старт").

Космический ракетный комплекс "Наземный старт" предназначен для выведения коммерческих полезных нагрузок ракетой-носителем "Зенит-3SLБ" массой до 5 т на эллиптические орбиты с высотой перигея 200 км, до 3,6 т – на геопереходные орбиты, до 1,6 т – на геостационарную орбиту.

Апробированный комплекс «Морской старт»
служит надежным фундаментом «Наземного старта»

"Наземный старт" предоставляет Заказчику следующие преимущества:

  • "Наземный старт" располагает наиболее отработанной лётной материальной частью в своём классе полезных грузов, поскольку она основывается на конфигурации комплекса "Морской старт", оправдавшего себя в ходе целого ряда пусков. Это в особенности справедливо в отношении верхней ступени РКН "Зенит-3SLБ" - давно зарекомендовавшего себя на практике разгонного блока ДМ. Разгонный блок типа ДМ - наиболее широко распространенная и надёжная верхняя ступень, использовавшаяся при выведении полезных грузов самых различных классов с 1974 года и имеющая на своём счету более 270 пусков с продемонстрированным уровнем надёжности более 96%.
  • Разгонный блок ДМ-SLБ имеет универсальный многофункциональный характер, обеспечивая возможность многократного запуска двигателя, работы в ходе длительного периода выведения, управления и стабилизации на всех участках полёта, выведения с большой точностью на целевую орбиту и управления параметрами движения и ориентацией в момент отделения космического аппарата.
  • Существующие, эксплуатируемые и апробированные наземные сооружения.
  • Проверенная на опыте сработанность и компетентность партнеров "Наземного старта", поскольку его основными партнерами являются те же компании, что и в проекте "Морской старт".
  • Чуткое и внимательное отношение к интересам Заказчика пуска со стороны единственной в мировой практике подлинно коммерческой группы пусковых комплексов, а именно "Морской старт" (Sea Launch) и "Наземный старт" (Land Launch).

ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Наименование показателя Значение
Масса выводимых космических аппаратов, кг:
  • на геостационарную орбиту
  • на геопереходную орбиту (Н периг. = 4100 км, Н апог.= 35786 км, i=23,2°, недобор скорости до ГСО - 1500 м/с)
  • на среднюю круговую (H кр.= 10000 км, i = 51,4 град.)
 до 1600 до 3600 до 4830
Максимальная производительность, количество пусков в год до 7
Время от момента заключения контракта с Заказчиком КА до проведения запуска, месяцев 12 - 18
Время подготовки и пуска РКН, дней (при односменной работе)
Время осуществления пуска подготовленной РКН (с момента вывоза РКН из МИКа), суток до 3
Время проведения повторного пуска после отмены пуска заправленной РКН, суток не менее, чем через 3
Продолжительность стоянки на ПУ незаправленной РКН, суток
Продолжительность циклограммы пуска, час
Непрерывность термостатирования КГЧ с момента вывоза РКН из МИКа до пуска или до возвращения РКН в МИК (в случае отмены пуска) обеспечивается
Вероятность подготовки и проведения пуска в заданный момент (интервал) времени не менее 0,97
Вероятность безотказной работы РКН при выведении КА не менее 0,96
Максимальный запас компонентов топлива и сжатых газов на 2 пуска
Периодичность технического обслуживания 1 раз в год
Наличие чистого помещения для подготовки КА (КГЧ) и стыковки их к РН имеется
Космодром "Байконур" (63° в.д. и 46° с.ш.)

Точность выведения КА (3 s) на типовые орбиты

Разгонный блок ДМ-SLБ обеспечивает выведение на заданную орбиту с высокой точностью.

СОСТАВ КОМПЛЕКСА

Космический ракетный комплекс "Зенит-М", используемый для запуска коммерческих космических аппаратов (КА) по программе "Наземный старт", дислоцируется на космодроме "Байконур".

Комплекс "Зенит-М" включает:

· ракету космического назначения "Зенит-2SLБ";

  • ракету космического назначения "Зенит-3SLБ";
  • стартовый комплекс "Зенит-СМ";
  • технический комплекс РН (РКН) "Зенит-ТМ".

В состав космического ракетного комплекса (КРК) "Зенит-М" входят функционально:

· технический комплекс разгонного блока (РБ) ДМ-SLБ;

  • технический комплекс КА, КГЧ и заправочная станция;
  • комплект транспортного оборудования для РБ ДМ-SLБ, головного обтекателя (ГО) и КГЧ;
  • комплект транспортного оборудования для КА и его наземное вспомогательное оборудование (НВО);
  • наземный измерительный комплекс КРК "Зенит-М";
  • мобильный измерительный пункт (г. Абиджан, республика Кот-Д"ивуар);
  • средства метеорологического обеспечения и связи;
  • комплекс районов падения отделяющихся частей РКН.

РКН "Зенит - 3SLБ"

РКН «Зенит-3SLБ» является дальнейшим развитием ракет-носителей семейства «Зенит» и представляет собой модификацию ракеты космического назначения «Зенит-3SL» проекта «Морской старт», приспособленную для запуска с космодрома «Байконур». РКН выполнена по трёхступенчатой схеме с последовательным расположением ступеней. В качестве основных компонентов ракетного топлива применены экологически чистые компоненты – жидкий кислород и керосин.

Основной особенностью РКН «Зенит-3SLБ» относительно РКН проекта «Морской старт» является замена капсулированного блока полезного груза разработки компании Boeing космической головной частью, образующейся при последовательной стыковке в чистом помещении к разгонному блоку ДМ-SLБ разработки РКК «Энергия» им. С.П. Королева космического аппарата и головного обтекателя разработки НПО им. С.А. Лавочкина.