Материал: Основы проектирования РН Куренков

Если РН выводит КА на орбиту с другим углом наклонения, то следует сопоставить этот угол с углами орбит, которые может обеспечить запуск РН с конкретного космодрома, и выбрать наиболее близкие по значениям углы. Поворот плоскости орбиты до нужного угла должен обеспечиваться в дальнейшем разгонным блоком или двигательной установкой самого КА. Если поворот осуществляется разгонным блоком РН, то разность между этими углами наклонения плоскостей орбит и следует учитывать в расчете характеристической скорости РН (см. раздел 6, п. 6.1.8).

В свою очередь, изменения в потребной характеристической скорости влияет на стартовую массу проектируемой РН при фиксированной полезной нагрузке или на массу полезной нагрузки при фиксированной стартовой массе РН.

18.5.2. Особенности запуска КА на солнечно-синхронные орбиты

У солнечно-синхронных орбит суточный угол поворота плоскости орбиты (прецессии долготы восходящего узла орбиты) равен суточному углу прохождения Земли относительно Солнца в плоскости эклиптики. Этот угол остается неизменным в процессе полета КА в течение нескольких лет. Наклонение плоскости орбиты i

солнечно-синхронных орбит всегда больше 2 .

На солнечно-синхронные орбиты запускаются, как правило, КА дистанционного зондирования Земли, в частности аппараты детального наблюдения. Преимущество ССО заключается в том, что КА находится на фиксированной широте наблюдения в одно и то же время суток. При этом освещенность Солнцем объектов наблюдения не изменяется от витка к витку.

При разработке схемы запуска КА на ССО следует учитывать некоторые особенности космодромов. Например, на космодроме Плесецк возможен запуск с углом наклонения плоскости орбиты 98 градусов в северном направлении, а на космодроме Байконур - 95,4° в северном и 97,43° в южном направлении (см. рис. 18.2). При других наклонениях, близких к наклонениям ССО, трасса полета РН прохо-

411

дит над густонаселёнными районами или на территории иностранных государств. В последнем случае требуются дополнительные межгосударственные соглашения.

Например, 26 июля 2006 г. с космодрома Байконур стартовала конверсионная РН «Днепр» (на базе межконтинентальной баллистической ракеты Р36М). Трасса была проложена в южном направлении для выхода на солнечно-синхронную орбиту с наклонением 97,43 градуса. Район падения ракетного блока первой ступени находился на территории Туркмении. Ракетный блок второй ступени должен был упасть в Индийский океан южнее острова Мадагаскар. Однако пуск был аварийным, остатки РН и полезной нагрузки упали примерно в 125 км южнее города Байконур на территорию Казахстана [46].

18.5.3. Особенности запуска космических аппаратов на экваториальные орбиты

Если запуск космических аппаратов на экваториальные орбиты (с углом наклонения плоскости орбиты, близким к нулю градусов) проводить с космодрома Байконур при обеспечении минимального угла наклона плоскости орбиты, то плоскость орбиты КА необходимо изменять на 51,6 градуса, что требует увеличения потребной характеристической скорости на 1,389 км/с, если поворот осуществлять в апогее орбиты, переходной к геостационарной.

На потребную характеристическую скорость РН также оказывает влияние скорость вращения поверхности Земли, которая на экваторе составляет 463 м/с, на широте Байконура (46 градусов) – 321 м/c, а на широте Плесецка (62,8 градуса) – 212 м/с.

Поэтому с точки зрения энергетики запуск спутников на экваториальные орбиты выгоднее производить с космодромов, находящихся вблизи экватора. Например, космодром Куру (во Французской Гвиане) расположен на широте 5° 18' северной широты. Можно осуществлять запуск и с плавучей платформы (совместный проект США, России, Норвегии и Украины - компания «Морской старт»), место старта которой находится в координатах: широта - 0°, долгота (западная) - 154°.

Однако при определении места запуска российских КА на экваториальные орбиты следует учитывать, что при запуске их с космо-

412

дромов или плавучих платформ, расположенных вблизи экватора, необходимо задействовать морские средства транспортировки, что требует дополнительных затрат.

18.6.Морской старт

Преимущества морского старта заключаются в том, что имеется возможность запуска ракет с экватора и отсутствует необходимость в отчуждении территорий для падения ракетных блоков. Кроме того, старт можно осуществлять с любой долготы Мирового океана.

К недостаткам можно отнести необходимость иметь дополнительные морские системы транспортировки, обслуживания и запуска РН, которые являются дорогостоящими.

На рис. 18.14 представлена фотография платформы для морского старта, который реализован ракетно-космической корпорацией «Энергия» совместно с Украиной (РН «Зенит») и некоторыми другими странами [39]. Слева показано судно управления пуском, которое перед стартом отходит на безопасное расстояние.

Рис. 18.14. Платформа для морского старта в походном положении

413

18.7. Воздушные старты

Старты ракет космического назначения с самолета имеют преимущества и недостатки.

К преимуществам можно отнести:

-не требуется стационарных дорогостоящих стартовых комплексов, отпадает необходимость их содержания и обслуживания;

-формирование любой плоскости околоземной орбиты КА;

-возможность запуска практически с любых широт, в том числе

ис экватора, что особенно важно для запуска геостационарных КА;

-независимость пуска от времени суток и погодных условий;

-запуски могут проводиться вдали от населенных пунктов при минимальных зонах отчуждения территорий для падения отработавших РБ;

-возможность осуществления запуска РКН с акватории Мирового океана, что не требует отчуждения;

-возможность запуска коммерческого спутника с территории го- сударства-заказчика;

-количество ракетных блоков, как правило, меньше, чем при старте с Земли, причем количество невозвращаемых ракетных блоков минимально;

-исключение вертикального участка траектории с обеспечением начальной скорости ракеты 220-500 м/с (М= 0,8-1,7) на высотах 9-13 км; К преимуществам также можно отнести то меньшую массу РН по сравнению с наземным стартом. Начальная масса РКН, стартую-

щей с самолета, на 25…40 % ниже начальной массы ракеты, стартующей с поверхности Земли с той же полезной нагрузкой, так как запуск осуществляется с самолета, летящего на высотах 10…17 км со скоростью от 0,8 М до 2,5 М (М - число Маха).

К недостаткам воздушных стартов относится высокая стоимость самолётных стартовых комплексов.

В настоящее время существует несколько такого рода проектов. Основные характеристики некоторых из них приведены в табл. 18.1 [39,74-79, 84,85 и др.].

414

Таблица 18.1. Основные характеристики некоторых проектов стартов

с самолета

Н/д - Нет данных

На рис. 18.15 представлена классификация воздушных стартовых комплексов. Ракета или другие составные части для запуска полезных нагрузок в космос могут располагаться над самолетом, под самолетом или внутри фюзеляжа самолета.

Воздушные стартовые комплексы

Рис. 18.15. Классификация воздушных стартовых комплексов

415