Верховцева Т.И., Гаврелюк О.П., Заборский С.А., Мовчан А.А. и др.

УДК 629.78.01”71”:531.5

БАЛЛИСТИКА ПРОГРАММЫ «МОРСКОЙ СТАРТ»

© 2013 г. Верховцева Т.И., Гаврелюк О.П., Заборский С.А., Мовчан А.А.,

Панчуков А.А., Улыбышев Ю.П., Шибаев И.М.

ОАО «Ракетно-космическая корпорация “Энергия” имени С.П. Королева» (РКК «Энергия»)

Ул. Ленина, 4А, г. Королев, Московская область, Россия, 141070, e-mail: [email protected] Приведены сравнительные оценки безопасности трасс пусков, описания схем полета ракеты космического назначения «Зенит-3SL» с разгонным блоком ДМ-SL, данные о пускаx и фактическиx точностяx выведения космических аппаратов на переходную к геостационарной орбиту. Большое количество успешных пусков подтвердило обоснованность проектно-баллистических решений программы «Морской старт».

Ключевые слова: точка старта, морское базирование, безопасность трасс, ракета-носитель, разгонный блок, система управления, схема полета, точность выведения.

FLIGHT DYNAMICS OF SEA LAUNCH PROGRAM

Verkhovtseva T.I., Gavreluk O.P., Zaborsky S.A., Movchan A.A., Panchukov A.A., Ulybyshev Yu.P., Shibaev I.M.

S.P. Korolev Rocket and Space Сorporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin Street, Korolev, Moscow region, 141070, Russia, e-mail: [email protected] Presented are comparative safety analysis of launch ground tracks, description of mission designs for the integrated launch vehicle Zenit-3SL with upper stage Block DM-SL, data on launches and actual accuracy of spacecraft injection into geotransfer orbit. Multiple successful missions have proven the validity of flight dynamics design for the Sea Launch program.

Key words: launching point, sea-based, ground track safety, launch vehicle, upper stage, control system, mission design, orbital injection accuracy.

ВЕРХОВЦЕВА Т.И. ГАВРЕЛЮК О.П. МОВЧАН А.А.

ЗАБОРСКИЙ С.А.

ШИБАЕВ И.М.

УЛЫБЫШЕВ Ю.П.

ПАНЧУКОВ А.А.

16 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ №1/

БАЛЛИСТИКА ПРОГРАММЫ «МОРСКОЙ СТАРТ»

ВЕРХОВЦЕВА Татьяна Ивановна — инженер РКК «Энергия», e-mail: [email protected] VERKHOVTSEVA Tatiana Ivanovna — Engineer at RSC Energia ГАВРЕЛЮК Олег Петрович — ведущий инженер-математик РКК «Энергия», e-mail: [email protected] GAVRELUK Oleg Petrovich — Lead software engineer at RSC Energia ЗAБОРСКИЙ Сергей Артурович — начальник сектора РКК «Энергия», ктн, e-mail: [email protected] ZABORSKY Sergey Arturovich — Head of Sector at RSC Energia, Candidate of Science (Engineering) МОВЧАН Андрей Анатольевич — инженер-математик РКК «Энергия», e-mail: [email protected] MOVCHAN Andrey Anatolievich — software engineer at RSC Energia ПАНЧУКОВ Александр Александрович — начальник сектора РКК «Энергия», ктн PANCHUKOV Alexander Alexandrovich – Head of Sector at RSC Energia, Candidate of Science (Engineering) УЛЫБЫШЕВ Юрий Петрович — заместитель руководителя НТЦ, начальник отдела РКК «Энергия», дтн, e-mail: [email protected] ULYBYSHEV Yuriy Petrovich — Deputy Head of Scientific and Technical Center, Head of Department at RSC Energia, Doctor of Science (Engineering) ШИБАЕВ Иван Михайлович — ведущий инженер РКК «Энергия», e-mail: [email protected] SHIBAEV Ivan Mikhailovich — Lead engineer at RSC Energia Разработка концепции стартового ком- РБ ДМ разработки Ракетно-космической корпоплекса морского базирования (СК МБ) была рации «Энергия», составившие вместе с блоком обусловлена рядом геополитических и эко- полезного груза РКН «Зенит-3SL».

номических обстоятельств [1], но обозначим Разработчиком систем управления РН и только основные технические факторы, опре- РБ является Научно-производственный центр деляющие преимущества СК МБ в сравнении автоматики и приборостроения (НПЦ АП).

с континентальными космодромами:

Расположение стартового комплекса.

• если СК МБ располагается в экваСравнительная безопасность трасс пусков ториальной зоне Мирового океана, то масса космического аппарата (КА), выводимого на целевые орбиты малых наклонений, заметно При выборе точек старта в акватории Мироувеличивается из-за более полного использо- вого океана необходим, как минимум, учет слевания скорости вращения Земли и отсутствия дующих требований и ограничений:

необходимости в значительном повороте плос- • стартовый комплекс не должен находитькости орбиты; ся в 200-мильной экономической зоне островов • минимальные ограничения на азимуты и прибрежных государств;

пусков и районы падения; • на планируемых трассах пусков должна • снижение степени риска для населе- быть обеспечена возможность размещения райния и уменьшение возможного материального онов падения приемлемых размеров для отделяущерба при падении фрагментов ракеты кос- емых элементов конструкции (ОЭК) на дальномического назначения (РКН) вдоль трассы стях, близких к оптимальным;

полета в аварийной ситуации. • в наиболее тяжелых аварийных сиПосле многовариантной проработки было ре- туациях, таких как взрыв РКН или ее падение шено, что для пусков с СК МБ будут использова- вдоль трассы полета, риск для населения и собны ракета-носитель (РН) «Зенит-2S» — модифи- ственности должен быть минимальным (в идеакация двухступенчатой РН «Зенит» разработки ле — нулевым).

ГКБ «Южное» (г. Днепропетровск, Украина), По результатам анализа с учетом обозначени разгонный блок (РБ) ДМ-SL — модификация ных выше факторов в экваториальной области №1/2013 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Верховцева Т.И., Гаврелюк О.П., Заборский С.А., Мовчан А.А. и др.

Рис. 1. Позиционные районы расположения СК МБ и трассы полета Space Shuttle, «Ариан» и «Зенит-3SL»

океанах (см. табл. 1 и рис. 1).

В связи с недостатком информации при с левой границей Тихоокеанского позиционпредварительном выборе позиционных райо- ного района, определенного на этапе концепнов такие факторы, как метеоусловия, течения, туального проектирования.

протяженность транспортных маршрутов от Важной особенностью, обеспечивающей портов базирования, возможности радиоконт- уникальные характеристики безопасности роля траекторий выведения и тому подобные СК МБ, является значительное удаление Диапазон Территориальная принадлежность океан Индийрактеристик и величины остатков топлива

БАЛЛИСТИКА ПРОГРАММЫ «МОРСКОЙ СТАРТ»

Проведем качественное сравнение уровня потенциального ущерба для трех средств выведения на типовых трассах пуска. РКН «Зенит-3SL» может выводить КА на Это многоразовая транспортная космичес- различные околоземные орбиты, а также откая система (МТКС) Space Shuttle при пуске летные межпланетные траектории. Благодаря с мыса Канаверал на орбиту наклонением возможности выбора координат точки старта i = 28,5°, РКН «Ариан» при пуске с космодрома и азимута пуска выведение на целевые орбиКуру (Французская Гвиана) на геопереходную ты любой высоты и наклонения можно осуорбиту наклонением i = 7° и «Зенит-3SL» при ществить наиболее оптимальным образом, пуске на орбиту наклонением i = 0° (см. рис. 1). без изменения плоскости полета и учета ограОсновные элементы Space Shuttle — два ничений по расположению районов падения.

твердотопливных ускорителя (ТТУ), подвес- Значения масс выводимых КА в зависимости от ной топливный бак (ПТБ) и орбитальный са- параметров целевых орбит приводятся в «Спрамолет (ОС). На первой ступени двигатели ТТУ вочнике пользователя» [2], причем они заметно и маршевые двигатели ОС, использующие то- возрастают по мере совершенствования энергопливо из ПТБ, работают параллельно. ТТУ па- массовых характеристик РКН.

дают в пределах нескольких сотен километров На оптимальных траекториях выведения от старта, а ПТБ — в районе, антиподном точке РН «Зенит-2S» выводит орбитальный блок старта. При аварии фрагменты ОС (m @ 95 т), (РБ + КА) в окрестность апогея незамкнутой ПТБ (m @ 30 т) и остатки топлива из ПТБ могут промежуточной орбиты с радиальным раснанести ущерб на территории Африки. стоянием Ra прм и радиальным расстоянием Основные отделяемые элементы кон- перигея R прм, после чего 1-3 включениями струкции РКН «Ариан» — два ТТУ, пада- маршевого двигателя блока формируется ющие неподалеку от старта, центральная целевая орбита.

криогенная ступень ЕРC, падающая в Тихий В процессе проектирования и проведения океан, пролетев перед этим почти виток по пусков по программе «Морской старт» выясорбите, и верхняя ступень ЕРS (аналог РБ). нилось, что практически единственным восСухая» масса ЕРС составляет 16 т, а мас- требованным типом целевой орбиты является са топлива — 154 т. При аварии на участке орбита, переходная к геостационарной работы ЕРС также может быть поражена тер- (ПГСО). При этом радиус апогея ПГСО моритория Африки. жет быть равен радиусу геостационарной Первая ступень РКН «Зенит-3SL» (m = 32,5 т) орбиты (ГСО) или незначительно от него отлипадает на удалении 800…900 км от стар- чаться (для оптимизации схемы довыведения на та, вторая ступень (m = 9,5 т) — на рас- ГСО средствами КА после его отделения от РБ), стоянии 4 000…5 000 км от старта. Районы а высота перигея превышает 200 км.

падения обеих ступеней находятся в аквато- Целевая орбита задается радиусами перигея Shuttle и РКН «Ариан», наиболее массивные Оптимальной схемой выведения на целевую элементы конструкции РКН «Зенит-3SL» орбиту по затратам характеристической скорона континенты упасть не могут — они туда сти является так называемая апогейная схема, просто не долетают. При отказе маршевого при реализации которой первым импульсом двигателя (МД) РБ ДМ-SL небольшое ко- формируется переходная орбита с параметрами личество фрагментов конструкции РБ и КА R прх = Ra  прм, Ra  прх = Ra, а вторым импульсом в может упасть на территорию Южной Амери- апогее переходной орбиты радиус перигея увеличивается до заданного значения R (рис. 2, а).

ки, однако вероятность несчастного случая составляет менее 2.10–8, что намного ниже Значения импульсов задаются соотношениями:

уровня естественного риска. Отсюда следует, что ракетно-космический комплекс морского базирования обеспечивает качественно новый уровень безопасности в сравнении с наиболее интенсивно эксплуатировавшимися средствами выведения.

Существенно также то, что при выбранных точке старта и схемах полета падение ступеней РКН «Зенит-3SL» на сушу практически невозможно при любом азимуте пуска (см. рис. 1).

№1/2013 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Верховцева Т.И., Гаврелюк О.П., Заборский С.А., Мовчан А.А. и др.

геостационарной орбиту: а, б, в — апогейная, перигейная, пост- тров оптимального постперигейного перехода перигейная схемы выведения соответственно; D1 и D2 — участки работы маршевого двигателя при первом и втором включениях соответственно; АУ РН — активный участок

БАЛЛИСТИКА ПРОГРАММЫ «МОРСКОЙ СТАРТ»

с промежуточной орбиты на целевую, при которых значение первого импульса V1pp минимально, а второго — больше либо равно V*. Данные о пусках РКН «Зенит-3SL» по состоЕсли высота перигея Н меньше 240 км, опти- янию на август 2012 года представлены в табл. 2.

мальной становится одноимпульсная схема Для тридцати двух из тридцати трех пувыведения. сков целевой орбитой являлась ПГСО.

Сравнительный анализ 1- и 3-импульс- Параметры промежуточной орбиты входили в ных схем выведения на ПГСО представлен в число оптимизируемых. Для ряда миссий неработе [3]. большие резервы топлива использовались для Проектные оценки энергомассовых харак- улучшения условий радиовидимости на критичтеристик для различных вариантов целевых ных этапах полета.

орбит, сравнительные оценки точностей вы- Пять пусков прошли по одноимпульсной ведения и безопасности трасс пусков были схеме, остальные — по двухимпульсным перипредставлены потенциальным потребите- гейной или постперигейной.

лям на Международной презентации систе- Наклонение ПГСО на первых пусках отмы «Морской старт» и использованы при личалось от нулевого для того, чтобы в полосу разработке первой редакции «Справочника разброса фрагментов РКН при аварии не попользователя» [4]. падали Галапагосские острова, находящиеся Согласование требований Заказчика к на удалении 7 000 км от точки старта вблизи массе КА и параметрам целевой орбиты про- экватора. Затем это ограничение было снято.

водится на основании сверки результатов Для некоторых миссий ненулевое наклонение независимых расчетов в ГКБ «Южное» и целевой орбиты задавалось Заказчиком пуска РКК «Энергия» так называемых «сквозных» для последующего формирования самим КА оптимальных траекторий РН и РБ с учетом наклонной геостационарной орбиты.

всей совокупности требований и ограниче- Прием телеметрической и траекторной ний. Декларировалось: информации в ходе полета осуществляется • допустимая разница расчетных масс системой спутников-ретрансляторов TDRSS выводимого космического аппарата не долж- (Tracking and Date Relay Satellite System), на превосходить 0,2%; расположенных на геостационарной орбите, науточнения методик расчета и исход- земными измерительными пунктами (НИП), ных данных на этапах разработки проектных расположенными как на территории РФ, так траекторий и Полетных заданий не долж- и за ее пределами, и сборочно-командным судны ухудшать энергомассовых характеристик ном (СКС), находящимся на экваторе в районе системы по отношению к заявленным при точки старта. При необходимости может прирасчете «сквозных» траекторий. влекаться также мобильный измерительный Описанная технология обеспечила мето- пункт (МИП), координаты которого подлежат дическое дублирование расчетных резуль- определению при разработке схемы полета.

татов и позволила в максимальной степени Практически все пуски по программе использовать возможности и учесть особен- «Морской старт» проводились и предполагаетности ракеты-носителя и разгонного блока ся проводить на орбиты с нулевым или малым при проведении конкретного пуска. наклонением. Поэтому выберем в качестве Важной составной частью проектирования опорной плоскости для отображения расчетной полетов является разработка программы ори- информации плоскость экватора.

ентации, обеспечивающей выполнение требо- Положение TDRS (одного из спутников ваний Заказчика с учетом собственных при- TDRSS) и НИП определяется их географическиоритетов разгонного блока. Как правило, при ми координатами и в гринвичской вращающейся решении задач программной ориентации на системе координат не меняется со временем.

пассивных участках и перед отделением КА Поэтому для отображения кинематических панеобходимо учитывать положение Солнца. раметров траектории выведения целесообразБыла разработана и внедрена технология но использовать гринвичскую вращающуюся ввода оперативных данных, позволившая систему координат. Зона связи TDRS в экваучесть фактическое положение Солнца на ториальной плоскости ограничивается двумя середину пускового окна для каждой из дат лучами, исходящими из точки расположения стартового диапазона. Методы решения на ГСО; угол между ними определяется потиповых задач программной ориентации с лем обзора антенны TDRS в направлении восучетом специфики их реализации системой ток–запад и задается разработчиком системы.

управления разгонного блока изложены в Из зоны связи TDRS исключается участок, №1/2013 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Верховцева Т.И., Гаврелюк О.П., Заборский С.А., Мовчан А.А. и др.

Данные о пусках РКН «Зенит-3SL»

Примечания: № — номер пуска; п — номер успешного пуска; Нa — высота апогея; П — перигейная; ПП — постперигейная; О — одноимпульсная; ГОМ — гомановский переход; * — аварийное прекращение полета на участке работы РН;

** — преждевременное выключение МД РБ при втором включении; *** — маршевый двигатель I ступени РН не вышел на расчетный режим.

БАЛЛИСТИКА ПРОГРАММЫ «МОРСКОЙ СТАРТ»

Зона связи НИП или СКС интерпретируется внутренностью конуса с вершиной в точке расположения НИП и углом полураствора = 0,5 – m, где m — минимальный угол места, при котором возможен прием информации.

Сечением этого конуса плоскостью экватора является гипербола (более детально см. работу [6]).

В отличие от координат TDRS и НИП, координаты Солнца во вращающейся системе координат зависят от даты, времени старта и полетного времени. Пусть a и — прямое восхождение и склонение Солнца на некоторый опорный момент времени 0. Тогда единичный вектор направления на Солнце Линией терминатора является окружность, получающаяся при пересечении сферы радиуса aт = RЗ sin  , bт = RЗ.

Сечение цилиндра тени экваториальной плоскостью также представляет собою эл- Рис. 3. Траектория выведения КА Galaxy-8iR и зоны радиовидилипс с полуосями аu = RЗ / |sin |, bu = RЗ, ко- мости измерительных пунктов: ОКА — отделение космического аппарата; — границы зон радиовидимостей торый трансформируется при = 0 в пару параллельных прямых. Изменение положения Солнца при изменении даты и времени старта легко отслеживается визуально.

В качестве примера на рис. 3, 4 приведены форматы отображения траектории выведения КА Galaxy-8iR на ПГСО с параметрами H = 3 114 км, Ha = 35 810 км, i = 0°.

Чтобы избежать информационной перегрузки в рамках одного формата, границы семиградусных зон связи НИП-6 (Петропавловск-Камчатский), НИП-13 (Улан-Удэ), НИП-14 (Щелково, М.О.), НИП-15 (Уссурийск), НИП-23 (Байконур), СКС представлены на рис. 3, а зон связи спутников TDRSS — на рис. 4.

На этапах проектирования полетов форматы использовались для выбора средств контро- Миссия: Galaxy 8iR даты и времени старта, территориальной приЦелевая орбита вязки МИП, анализа расположения антенн относительно направления на TDRS, уточнения Большая полуось: 25 840,238 км радиоконтроля орбиты, комплексной проверки от РБ находится в пассивном полете, затем Рис. 4. Траектория выведения КА Galaxy-8iR и зоны радиовисовершает маневр довыведения на рабочую димости TDRSS (спутники-ретрансляторы F3, F6, F7):

№1/2013 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Верховцева Т.И., Гаврелюк О.П., Заборский С.А., Мовчан А.А. и др.

Разгонный блок в автономном полете после На рис. 5, а, б, в приведены фактические отклонения H, Ha, i в зависимости отделения КА останавливает свое вращение, разворачивается так, чтобы его продольная от номера успешного пуска n соответственось отклонилась от расчетной ориентации на но. Значения математического ожидания mф руется таким образом, чтобы бортовая антенна была направлена на определенный спутникдля i — mф= 2,03.10-4 град, sф = 5,73.10–4 град.

После сеанса связи с TDRS разгонный блок перед отделением КА на основании бортового изменяет ориентацию для выполнения манев- навигационного вектора. При этом максимальра увода с целью предотвращения соударения ные отклонения составили:

с космическим аппаратом на рабочей орбите.

Увод РБ на орбиту хранения выполняется двиimax = +0,0006 град (0,005s), n = 25.

гателями малой тяги, а после их выключения проводится сброс газов и остатков топлива. Ошибка оценки точности выведения, Таким образом, разгонный блок остается обусловленная погрешностями знания бортона орбите хранения в безопасном состоянии. вого вектора состояния, может быть исключена после внедрения аппаратуры спутниковой Точность выведения является функцией параметров целевой орбиты, схемы выведения и продолжительности полета. Данные по заявляемым точностям высоты перигея Н, высоты апогея Нa и наклонения i на переходной к геостационарной орбите для ряда современных средств выведения, предлагаемых на рынке коммерческих услуг соответствующими приведены в табл. 3.

Как видно из данных табл. 3, точностные характеристики «Зенит-3SL» сравнимы или превосходят точности РКН аналогичного класса, несмотря на то, что пуски проводятся с подвижной стартовой платформы.

Заявленные точности выведения (s) на ПГСО Средства выведения «Союз» (Куру) +

БАЛЛИСТИКА ПРОГРАММЫ «МОРСКОЙ СТАРТ»

Опыт эксплуатации системы «Морской 5. Панчуков А.А. Определение программстарт» подтвердил обоснованность и эффектив- ной ориентации орбитального блока при ность проектно-баллистических решений, пред- запусках космических аппаратов по програмложенных и реализованных в ГКБ «Южное», ме «Морской старт» // Космонавтика и ракетоРКК «Энергия» и НПЦ АП при ее разработке. строение, 2003. № 4(33). С. 165–175.

В целом эта система является наиболее 6. Панчуков А.А. Формат отображения безопасным, эффективным и высокоточным характеристик траекторий выведения космисовременным средством выведения повышен- ческого аппарата в плоскости экватора // Косной надежности. монавтика и ракетостроение. 2003. № 4(33). С.

Авторы выражают благодарность И.В. КупцоLand Launch. User’s Guide. Rev. D. WA:

вой за помощь при сборе и обработке статистичеBoeing Commercial Space Company, 2004.

ской информации.

1. Легостаев В.П. Старт с поверхности 9. Arian 5. User’s Manual. ARIANESPACE.

океана // Полет. 1999. № 2. С. 3–14. Issue 5. Rev. 1. 2011.

2. Sea Launch. User’s Guide. Rev. D. W A: 10. Soyuz. User’s Manual. ARIANESPACE.

Boeing Commercial Space Company, 2008. Issue 2. Rev. 0. 2012.

3. Панчуков А.А. Нетрадиционная задача меж- 11. Proton LSMP Guide. INTERNATIONAL орбитального маневрирования // Космонавти- LAUNCH SERVICES. Rev. 7. 2008.

ка и ракетостроение. 2011. № 4. С. 27–34. Статья поступила в редакцию 13.12.2012 г.

№1/2013 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ