Баллистическое проектирование космических транспортных систем для выполнения лунных миссий с использованием околоземной орбитальной станции тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, доктор наук Муртазин Рафаил Фарвазович

• Муртазин Рафаил Фарвазович
• доктор наук
• 2022

Оглавление диссертации доктор наук Муртазин Рафаил Фарвазович

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. Основные баллистические задачи при эксплуатации околоземной орбитальной станции

1.1 Особенности движения околоземной орбитальной станции

1.2 История развития и дальнейшая перспектива околоземных орбитальных станций

1.3 Задача маневрирования и поддержания орбиты

1.3.1 Характеристики маневрирования МКС

1.3.2 Структура проведенных коррекций

1.3.3 Сравнение показателей маневрирования различных ОС

1.4 Управляемое сведение с орбиты орбитальной станции

1.4.1 Исходные условия для выбора схемы прицельного затопления ОС «Мир»

1.4.2 Баллистическая схема прицельного затопления ОС «Мир» и её фактическая реализация

1.4.3 Исходные условия для сведения с орбиты МКС

1.4.4 Заключительная последовательность импульсов

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 2. Методы решения задачи сближения с околоземной орбитальной станцией

2.1 Основные понятия и ограничения при решении задачи сближения

2.2 Перелёты КК между двумя орбитальными станциями

2.2.1 Условия, приведшие к потребности перелётов между двумя орбитальными станциями

2.2.2 Баллистическая схема перелётов

2.2.3 Первый перелёт от ОС «Мир» к ОС «Салют-7»

2.2.4 Второй перелёт от ОС «Салют-7» к ОС «Мир»

2.3 Предпосылки перехода к «быстрым» схемам сближения

2.3.1 Ретроспектива схем сближения в СССР и США

2.3.2 Анализ возможности перехода от двухсуточной к «быстрым» схемам сближения

2.3.3 Критерии выбора продолжительности ускоренных схем

2.4 «Быстрые» схемы с компланарным выведением в плоскость ОС

2.4.1 «Быстрая» пятивитковая компланарная схема

2.4.2 «Быстрая» четырёхвитковая компланарная схема

2.4.3 Статистическое моделирование четырёхвитковой и двухсуточной

схем сближения

2.4.4 Определение выходов из НШС с учётом статистического моделирования

2.5 Способ квазикомпланарного выведения для сокращения продолжительности полёта по «быстрым» схемам

2.5.1 Способ квазикомпланарного выведения

2.5.2 Квазикомпланарное выведение для одновитковой схемы сближения

без проведения фазирования

2.5.3 Двухвитковая схема сближения с квазикомпланарным выведением

2.5.4 Одновитковая схема сближения с квазикомпланарным выведением и фазированием на коэллиптической орбите

2.5.5 Отработка элементов одновитковой схемы на грузовом корабле

«Прогресс-МС»

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 3. Современное состояние и способы реализации российской

лунной программы

3.1 Основные цели, задачи и этапы исследования и освоения Луны в

период 2020-2035 гг

3.2. Управление полётами космических кораблей в будущей Лунной программе

3.2.1 Характерные этапы будущей Лунной программы

3.2.2 Использование многоразовых транспортных систем

3.2.3 Особенности технологии управления полётами при реализации Лунной программы

3.2.4 Структура системы управления полётом для Лунной программы

3.3. Развитие концепции Космопорта на окололунной орбите

3.3.1 ЛОС с функцией Космопорта

3.3.2 Критерии выбора базовой орбиты ЛОС

3.3.3 Оценка характеристик ЛВПК для перелёта на поверхность Луны с различных орбит

3.3.4 Многоразовый лунный корабль с базированием на ЛОС

3.3.5 Необходимые функции ЛОС для обеспечения перелётов к Луне

3.4 Проектно-баллистический анализ лунных траекторий

3.4.1 Траектория полёта от Земли к Луне

3.4.2 Переход на окололунную орбиту

3.4.3 Возвращение КА от Луны к Земле

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 4. «Быстрые» схемы сближения для реализации двухпусковых

схем полёта к Луне

4.1 Проведение «быстрого» сближения КК и РБ в двухпусковой схеме отлёта к Луне

4.1.1 Полёты КК «Джемини» как прообраз будущей транспортной системы

4.1.2 Использование околоземной ОС в качестве элемента двухпусковой схемы для полётов к Луне

4.1.3 Использование «быстрого» сближения в двухпусковой схеме

4.1.4 Результаты моделирования двухпусковой схемы с «быстрым»

сближением

4.2. «Быстрая» стыковка при реализации синхронного старта двух космических объектов

4.2.1 Схема с синхронным запуском двух КА

4.2.2 Выведение КК и РБ при сдвиге запусков и различии в наклонениях орбит

4.2.3 Длительность сближения при синхронном старте

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 5. Проектно-баллистические схемы, обеспечивающие эффективность и безопасность сближения на окололунной орбите

5.1 Выбор удалённой орбиты для расположения окололунной станции

5.2 Эффективное выведение КА на ВЛО

5.2.1 «Биэллиптический» переход на ВЛО

5.2.2 «Грависферный» переход на ВЛО

5.3 Схема сближения космического корабля, стартующего с наземного космодрома, с ЛОС на НОО

5.3.1 Сближение на окололунной орбите с использованием фазирования

5.3.2 Сближение с «прямым» выведением КА на коэллиптическую орбиту

5.3.3 Схема с прямым квазикомпланарным выведением на коэллиптическую орбиту

5.3.4 Использование квазикомпланарного выведения для расширения окна стартов КА

5.4 Выход из НШС при полёте на околополярную орбиту

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 6. Схемы полёта к Луне с использованием околоземной орбитальной станции для обеспечения транспортных операций

6.1 Многоразовая транспортная система «Рывок»

6.1.1 Схема функционирования ТС «Рывок»

6.1.2 Схема аэроторможения

6.1.3 Перелёт МПК в плоскость орбиты ОС

6.2 Многоразовая ТС «Рывок» с «гибридной» схемой торможения у Земли

6.2.1 Импульсный перевод МПК на орбиту ОС после прилёта от Луны

6.2.2 Использование «ожидающего» на околоземной орбите РБ для импульсного перевода МПК с орбиты ЛОС на орбиту ОС

6.2.3 «Гибридная» схема торможения МПК после прилёта от Луны

6.3 Транспортная система «Рывок-2» для доставки экипажа на Лунную Базу

6.3.1 ТС «Рывок-2.1» с использованием аэроторможения у Земли

6.3.2 ТС «Рывок-2.2» с использованием импульсного торможения у Земли

6.3.3 ТС «Рывок-2.3» с импульсным торможением у Земли при использовании РН сверхтяжёлого класса

6.3.4 Сравнительные характеристики рассмотренных ТС «Рывок-2»

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

Приложение

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Баллистическое проектирование космических транспортных систем для выполнения лунных миссий с использованием околоземной орбитальной станции»

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность работы. В настоящее время проявился отчётливый интерес ведущих мировых космических агентств по развёртыванию пилотируемой деятельности за пределами околоземной орбиты. Глобальной целью такого перехода декларируются будущие полёты на Марс с целью последующей колонизации [1]. Чтобы реализовать эту амбициозную задачу необходимо отработать различные ключевые технологии, связанные с организацией деятельности космонавтов на удалённых от Земли расстояниях. В этом отношении последовательное комплексное освоение Луны, начиная, например, с полётов на лунную орбитальную станцию (ЛОС), является хорошим подспорьем для подготовки к будущим марсианским миссиям. Рассматриваются различные орбиты для возможного места расположения ЛОС. Так, НАСА планирует развернуть ЛОС «Deep Space Gateway» на удалённой гало-орбите NRHO (Near Rectilinear Halo Orbit) [2] с участием партнёров по проекту МКС.

В перспективе рассматривается создание Лунных Баз с преимущественным расположением в районе полюсов Луны, в кратерах которых были открыты большие запасы воды в виде льда [3]. Новые пилотируемые корабли, разрабатываемые в США - «Orion» и в России -«Орёл», которые будут выводиться на ракетоносителях (РН) сверхтяжелого класса (СТК) являются основными транспортными системами для полётов в окололунное пространство. Использование РН СТК в однопусковой схеме позволяет минимизировать риски, связанные с доставкой КК к объектам лунной инфраструктуры, повышает надёжность всей миссии, т.к. не требуется проведения промежуточных стыковок перед отлётом пилотируемого корабля к Луне. Простота и надёжность однопусковой схемы привела к тому, что при проведении программы высадки на Луну «Аполлон», объявленную в США в 1961 году [4] [5] использовался именно этот подход. Существенным недостатком однопусковой схемы остаётся высокая стоимость эксплуатации

сверхтяжёлых РН [6] что, например, потребовало преждевременного закрытия программы «Аполлон» [4].

Следует отметить, что первоначально однопусковая схема по программе «Аполлон» рассматривались в варианте с использованием сверхтяжёлой РН «Nova», одобренной президентом Эйзенхауэром массой около 4600 т [7]. Согласно проекту, на окололунную орбиту без промежуточных стыковок предполагалось вывести двухступенчатый аппарат с возможностью посадки на Луну. Этот же аппарат мог стартовать обратно к Земле в любое время. Следующий проект, более реализуемый с точки зрения сроков создания РН, предусматривал уже двухпусковую схему со стыковкой космического корабля (КК) и разгонного блока (РБ) на околоземной орбите. Далее, как и в первом варианте с РН «Nova», сценарий рассматривал непосредственную посадку и старт с Луны на Землю. Летом 1961 года этот проект, рассматривался как основной, т.к. меньший по размерам ракетоноситель потребует более скромных стартовых сооружений, что позволит сократить время на разработку и испытания. При этом промежуточная стыковка на околоземной орбите при активной помощи Центра управления полётом (ЦУП) считалась вполне выполнимой.

В конечном счёте, за основу был принят вариант с промежуточной расстыковкой и стыковкой лунного корабля, представлявшего собою небольшой посадочный модуль, но уже на окололунной орбите, в соответствии с идеей, предложенной в 1916 году русским учёным Юрием Кондратюком [8]. Этот вариант позволял вместо двух РН использовать только одну, что было существенно выгоднее экономически, и с июля 1962 года схема со стыковкой на селеноцентрической орбите была утверждена официально.

Создание РН «Сатурн-5», позволяющей выводить на околоземную орбиту до 136 т привело к шести успешным посадкам на поверхность Луны [7] по третьему варианту. Аналогичный подход, опирающийся на создававшуюся РН сверхтяжёлого класса «Н1», был принят и в СССР [9]. Как отмечалось выше, в выбранной схеме одной из основных операций являлась стыковка

Лунного корабля при старте с поверхности Луны с Командным модулем, находящимся на низкой окололунной орбите.

Для успешной реализации Лунной программы, как в США (программа «Джемини» + «Аджена»), так и в СССР («Восток», «Союз») с середины 60-х началась интенсивная отработка стыковки на околоземной орбите, приведшая к первым успешным результатам в 1966 году в США и в 1967 году в СССР. Можно отметить, что на сегодня эта операция вполне отработана и надёжна, примером чему служат многочисленные стыковки пилотируемых и грузовых кораблей с околоземными орбитальными станциями (ОС), начиная с советской станции «Салют-1» и кончая МКС. Так на различных модификациях КК «Союз» и ТГК «Прогресс» было успешно проведено почти 300 стыковок, из них уже около 40 «быстрых» стыковок. Полученный опыт стыковок и эксплуатации околоземных орбитальных станций открывает возможность для использования двухпусковых схем при создании транспортной системы для полётов к Луне.

Первые двухпусковые схемы были реализованы в уже упомянутой программе «Джемини» [7]. В период между мартом и ноябрем 1966 г. было выведено на орбиту 10 пилотируемых КК «Джемини». Программа «Джемини» позволила приобрести опыт проведения длительных полётов в космосе, отработки операций сближения и стыковки, а также работы астронавтов вне корабля в интересах будущих лунных экспедиций на КК «Аполлон». В качестве мишени для сближения и стыковки использовался космический аппарат (КА) «Аджена», представляющий из себя РБ со стыковочным узлом.

В ходе полёта КК «Джемини-10» было выполнено сближение с двумя КА «Аджена». Первая стыковка состоялась через 6 часов после старта КК, а затем впервые в космосе отработали двигатели КА «Аджена». Апогей орбиты связки поднялся выше 700 км. Фактически это был первый пример реализации двухпусковой схемы. Затем, на высокой эллиптической орбите КК выполнил фазирование и успешно состыковался с КА «Аджена-8», который к этому времени находился в космосе более полгода. Аналогичный полёт по орбите с

перелётами, правда уже между двумя орбитальными станциями, был проведён в 1986 году, когда советский пилотируемый корабль «Союз-Т-15» совершил перелёт с продолжительными остановками на каждой станции по маршруту ОС «Мир»-ОС «Салют-7»-ОС «Мир» [7] [10].

Следующий полёт КК «Джемини-11» в сентябре 1966 года можно рассматривать как прообраз будущих полётов к Луне по двухпусковой схеме. Во-первых, сближение и стыковка с КА «Аджена» были выполнены за 94 минуты, что на сегодня является рекордом для пилотируемых полётов. Во-вторых, после стыковки с КА «Аджена» за счёт двигателей КА были выполнены два импульса, суммарная величина которых составила 670 м/с. Успехи полётов «Джемини» по двухпусковой схеме даже способствовали появлению предложений организовать высадку на Луну с использованием КК «Джемини» [7].

Как видно на примере совместных операций КК «Джемини» и КА «Аджена», в двухпусковой схеме для обеспечения Лунных миссий, необходим последовательный запуск двух КА. Одним из этих КА должен быть пилотируемый корабль, а второй - РБ, выполняющий отлётный импульс величиной чуть больше 3 км/с к Луне и заправленный для повышения эффективности низкокипящими компонентами топлива. Работоспособность такого РБ ограничена временными рамками, вследствие чего последовательность запусков определяется следующим порядком: вначале пилотируемый КК, а затем РБ. Запуск первым пилотируемого КК требует достаточно быстрого (максимум в течение 2-3 дней) запуска РБ.

Преимуществом двухпусковой схемы является существенное снижение стоимости миссии к Луне за счёт применения РН среднего и тяжёлого класса вместо РН сверхтяжёлого класса. Действительно, стоимость запуска РН сверхтяжёлого класса, растёт в геометрической прогрессии с ростом грузоподъёмности РН [4], а двухпусковые схемы позволяют для одинаковой полезной нагрузки использовать РН меньшего класса. Так, в двухпусковой схеме с использованием РН «Ангара-А5В» грузоподъёмностью 37.5 т [11],

можно доставить на низкую окололунную орбиту КК массой около 17 т. При однопусковой схеме эту же задачу сможет выполнить только РН сверхтяжёлого класса грузоподъёмностью около 90-100 т [11], т.е. потребная грузоподъёмность РН снижается в 2.6 раза.

Недостатком двухпусковых схем, ограничивающих их использование, являются жёсткие требования к окнам отлёта к Луне. Поэтому, в случае невозможности осуществить запуск РБ в срок, по всей видимости, потребуется досрочное прекращение полёта КК. Вероятность такого события достаточно велика, что существенно снижает надёжность выполнения всей миссии. Например, в четырёх из семи полётов по программе «Джемини» (около 57%), в которых предполагалось выполнение раздельных стартов, потребовалось изменение программы полёта [7]. Использование околоземной ОС в качестве промежуточного объекта, где КК может ожидать запуск РБ, позволяет существенно разнести по времени пуски обоих КА. В этом случае двухпусковая схема переформатируется в «классическую» однопусковую схему, а надёжность двухпусковой схемы будет соответствовать однопусковой схеме. В случае задержки старта РБ экипаж пилотируемого КК ожидает следующего благоприятного окна для отлёта к Луне в сравнительно комфортабельных условиях орбитальной станции.

Примерно по этому сценарию с использованием МКС рассматривается реализация двухпусковой схемы облёта Луны на российском КК «Союз-МС» [12]. Помимо повышения фактора надёжности, включение в транспортные операции ОС позволяет в будущем решить задачу доставки экипажа на окололунную станцию более эффективно за счёт разработки транспортных систем (ТС) с использованием многоразовых лунных кораблей. В этом случае ОС наделяется функцией Космопорта - местом базирования многоразовых кораблей, с которого периодически выполняются пилотируемые полёты для реализации Лунной программы. Примером такой транспортной системы может быть, например, предлагаемая ТС «Рывок» [13], представляющая собой транспортный «мост» между околоземной и окололунной станцией. В схеме

этой ТС предполагается основную часть торможения КА при возвращении от Луны осуществлять за счёт атмосферы Земли, либо по «гибридной» схеме [14] [15] с выполнением тормозного импульса в перигее перелётной траектории. Можно также использовать Космопорт для прямых перелётов многоразового лунного корабля с околоземной орбиты в район будущей Лунной базы (ЛБ), как предполагается в ТС «Рывок-2» [15] [16] [17]. Аналогичный подход, с использованием форпоста на околоземной орбите, предложен американскими специалистами в работе [18], когда лунный корабль (ЛК) на околоземной орбите стыкуется с РБ, а затем непосредственно осуществляет посадку на поверхность Луны. По завершению миссии ЛК возвращается на околоземную орбиту, где стыкуется с КК «Dragon» для пересадки экипажа и последующего возвращения на Землю. Перечисленные примеры подчёркивают актуальность развития двухпусковых схем с широким разнесением по времени стартов стыкующихся КА за счёт использования ОС с функцией Космопорта.

При рассмотрении двухпусковой схемы необходимо учитывать ещё одно ограничение, которое в принципе отсутствует в однопусковой схеме и которое необходимо уметь преодолевать. В РБ для повышения удельного импульса (Руд) используют низкокипящие компоненты топлива, например, жидкий кислород и жидкий водород. Работоспособность такого РБ ограничена по времени несколькими часами, и это как бы предполагает необходимую последовательность запусков. Первым стартует пилотируемый КК, а затем РБ. Сразу после выведения РБ необходимо стремиться к сокращению времени до стыковки с ним КК. Для этого необходимо воспользоваться опытом проведения «быстрых» стыковок российских транспортных и грузовых кораблей [19] [20] [21].

Исходя из того, что после развёртывания Лунной Базы потребуются наиболее эффективные способы доставки экипажа, в представленной работе рассмотрен подход, основанный на двухпусковых схемах с использованием околоземной ОС, в качестве Космопорта вкупе с использованием технологии

«быстрых» стыковок. Аргументами в пользу выбора такого пути являются более чем 50-летний опыт успешной эксплуатации ОС.

Находясь на низкой околоземной орбите ОС постоянно теряет высоту под воздействием атмосферы. Для поддержания орбиты станции должна быть реализована высотная стратегия, обеспечиваемая периодическим проведением коррекций [22] [23] [24]. По завершению функционирования ОС решены задачи по её управляемому спуску, рассмотренные в [25] [26] [27] [28].

Конечной целью Лунной программы рассматривается создание постоянно действующей Лунной Базы [1] [3]. На первом этапе Лунной программы рассматривается создание окололунной инфраструктуры, представляющей из себя некую лунную ОС, что потребует решения важной баллистической задачи по выбору её орбиты [2] [29] [30], обеспечивающей минимальные затраты характеристической скорости по доставке грузов и экипажа [31] [32] [33]. От выбора орбиты ЛОС существенно зависит и подход к решению задачи сближения и стыковки с ней КА, стартующего либо с наземного космодрома, либо с околоземной ОС [34] [35].

Как упоминалось выше, в принятой на сегодня схеме высадки на Луну рассматривается запуск двух РН СТК, выводящих к Луне раздельно ПТК «Орёл» и лунного взлётно-посадочного корабля (ЛВПК). Согласно плану [36], начиная с 2030 года, с целью построения первой очереди Лунной Базы к 2040 году, предусмотрена ежегодная доставка ПТК и ЛВПК на окололунную орбиту. Таким образом, за десятилетний период понадобится 20 РН СТК и 10 одноразовых ЛВПК. Многоразовый ПТК «Орёл» рассчитывается на 3 полёта к Луне, т.е. потребуется как минимум 3 таких корабля. Следовательно, создание более эффективной транспортной космической системы для доставки экипажа на Лунную Базу является актуальной научной проблемой, стоящей перед пилотируемой космонавтикой в настоящее время.

Предлагаемая работа направлена на исследование возможности реализации Лунной программы с использованием околоземной ОС с функцией Космопорта. При этом основной практический акцент в работе смещён на

решение задачи «быстрого» сближения, как основной технологии, обеспечивающей возможность реализации двухпусковых схем, и на проведение баллистического проектирования ТС с многоразовым КК орбитального базирования на околоземной ОС.

Вопросам теоретического и практического решения различных баллистических задач, входящих в рассмотренную в работе теме посвящено много исследований различных авторов, как в СССР-РФ, так и за рубежом.

Так, предложения по разработке транспортной системы, основанной на многоразовом КК орбитального базирования, появились в 1980-ых годах прошлого столетия и рассматривались в работах В.И. Левантовского и К.П. Феоктистова, а в США у Г. Вудкока, М. Дуке, В. Менделя и Б. Робертса. В наше время такой интерес проявлен со стороны Р. Зубрина, М. Эванса и Л. Грэхема в США, К. Зилонга, В Джао-Куй и З. Ю-Лин в КНР. Задача управления ОС и КК для реализации Лунной программы рассмотрены в работах В.А. Соловьёва, Л.Н. Лысенко, В.Е. Любинского, В.Н. Почукаева и других.

Вопросы баллистико-навигационного обеспечения ОС, включающие маневрирование рассмотрены в работах В.Н. Почукаева, И.К. Бажинова, Е.К. Мельникова, Г.С. Заславского, А.И. Смирнова, Г.А. Колегова, Р.А. Дзесова, Р.Ф. Аппазова, Е.С. Макарова, а управляемого сведения ОС с орбиты в работах Л.С. Григорьева, О.Г. Сытина, Ю.П. Улыбышева, Н.М. Иванова, Ю.Г. Сихарулидзе и других.

Важное место в работе посвящено развитию схем сближения. В СССР-РФ этой проблеме посвящено много работ различных авторов, таких как В.Н. Почукаев, О.Г. Сытин, В.П. Гаврилов, А.А. Баранов, в Европе - Вигберт Фехсе, в США - Кен Янг, Дж. Александер и другие.

Вопросам, связанным с решением ограниченной задачи трёх тел, которые необходимо рассматривать в контексте транспортной космической системы Земля-Луна-Земля, посвящены работы Д.Е. Охоцимского, В.А. Егорова, Т.М. Энеева, Е.И. Тарасова, В.В. Ивашкина, М.Ю. Овчинникова, А.Г. Тучина,

Ю.П. Улыбышева, Е.С. Гордиенко, а также К. Хауэлл, К.Р. Вайтли, Р. Мартинес и других.

До настоящего времени комплексных исследований, объединяющих все эти баллистические задачи ради решения построения многоразовой транспортной системы с использованием ОС в качестве Космопорта с учётом многочисленных проектно-баллистических аспектов не проводилось.

Структура изложения материала построена в соответствии с перечисленным списком основных задач, раскрывающих тему диссертации и включает введение, шесть глав, заключение, приложение и список литературы.

В первой главе рассмотрены основные баллистические задачи, возникающие при эксплуатации околоземной орбитальной станции. В настоящее время на околоземной орбите присутствуют Международная космическая станция (МКС) и китайская национальная станция. МКС является платформой для проведения широкого спектра научных исследований в космосе, и нет сомнения, что орбитальные станции будут продолжать использоваться и в дальнейшем. Следующей возможной задачей ОС, в числе которых должна стать перспективная Российская орбитальная служебная станция (РОСС) [7] [37] [38], является их использование при реализации Лунной программы, планируемых начать с 2024 года.

Находясь на низкой околоземной орбите ОС подвержена воздействию атмосферы Земли, приводящему к снижению высоты орбиты. Это требует систематического проведения коррекций для поддержания заданной высоты орбиты. Выполняя манёвры поддержания орбиты необходимо стремиться обеспечить баллистические условия для предстоящих стыковок ОС с кораблями посещения и посадок пилотируемых кораблей в сроки, определяемые Программой Полёта.

Таким образом, можно говорить о необходимости формирования рабочей орбиты (ФРО) ОС на заданную дату в рамках общей задачи поддержания эксплуатационной высоты ОС [22] [39] [40]. С учётом большой интенсивности полётных операций на МКС, включающих полёты кораблей посещения от

многих стран-участниц проекта, эта задача является очень актуальной. Также необходимо добавить наметившуюся в последнее время тенденцию перехода на «быстрые» схемы сближения. Небольшие, по сравнению с длинными двухсуточными схемами, диапазоны начальных фазовых углов для реализации «быстрых» схем предъявляют повышенные требования к стратегии маневрирования ОС.

На основе 15-летнего опыта эксплуатации МКС и ОС «Мир», как орбитальных станций 3-го поколения, а также пятилетнего опыта эксплуатации ОС «Салют-6» и «Салют-7», представлено сравнение их фактического маневрирования [5] [23] [24] [41] [42]. Проведённый автором анализ позволяет сделать вывод о предпочтительном облике будущей перспективной Российской высокоширотной околоземной станции [43] [44].

Ещё одной важной баллистической задачей является проблема утилизации ОС, представляющей из себя очень крупный объект, способный при неуправляемом сходе с орбиты разрушить критически важные объекты наземной инфраструктуры (например, АЭС и т.д.). В главе 1 представлен подход РКК «Энергия», использованный при разработке баллистической схемы сведения с орбиты ОС «Мир» [25] [26] и взятый за основу баллистической схемы управляемого сведения с орбиты МКС с учётом НШС, разработанный Совместной Международной группой, созданной двумя космическими агентствами: НАСА и Роскосмос [28] [27] [45].

Для решения задач, связанных с маневрированием и утилизацией ОС в начале главы представлены основные математические зависимости, позволяющие определять движение КА в нецентральном гравитационном поле Земли.

Во второй главе представлен обзор методов решения задач сближения, являющейся наиболее актуальной задачей при эксплуатации ОС. В начале главы рассмотрены основные принципы решения задачи сближения с использованием теории относительного движения. Представлены теоретические основы, использующие матричный подход при решении

уравнения коррекции, и основные ограничения, возникающие при планировании полёта многофункциональной околоземной ОС. В качестве практического примера использования представленного математического аппарата был рассмотрен перелёт транспортного пилотируемого корабля (ТПК) «Союз-Т-15» от одной орбитальной станции к другой и обратно, выполненный в 1986 году [7] [10], который может служить прообразом для операций будущего околоземного Космопорта.

Для комплексного понимания существующего подхода к выбору схем сближения подробно рассмотрена эволюция развития этой задачи от первых «быстрых» стыковок в СССР [46] и США [47] до односуточной схемы при полётах к орбитальным станциям «Салют» различных модификаций [48] и двухсуточной схеме при полётах к ОС «Мир» и МКС.

Для реализации возможности выполнять запуски в любой день, в США при полётах КК Шаттл перешли к двух-трёхсуточному сближению, т.к. вероятность переноса даты старта Шаттла по метеорологическим условиям была достаточно высока.

Потребность перехода в последние годы на «быстрые» схемы сближения появилась в связи со стремлением сократить время нахождения экипажа в достаточно малом объёме КК «Союз-МС» во время его полёта к МКС. Также «быстрые» схемы сближения могут быть востребованы в спасательных операциях, в которых временной фактор является определяющим.

Ограничением для рассматриваемых в главе «быстрых» схем сближения КА с МКС является достижимая точность обеспечения необходимой фазы на момент выведения КА, которая соответствует возможностям российского ЦУПа. За счёт проведения манёвров поддержания высоты орбиты МКС, к началу проведения «быстрых» сближений точность «попадания в фазу» на дату старта составляла около 20° [22] [49]. При этом предложенные методы выхода из нештатных ситуаций (НШС), должны были гарантировать безопасность экипажа на всех этапах полёта. Применив в итоге схему с расчётом двухимпульсного манёвра на первом витке полёта по номинальному вектору

выведения РН и последующей коррекцией ошибок выведения РН на втором витке [50] [51] [52] [53] удалось реализовать компланарную шестичасовую четырёхвитковую схему. Начиная с первой отработки четырёхвитковой схемы в 2012 году на ТГК «Прогресс-М-16», к декабрю 2020 года выполнено 29 успешных стыковок по этой схеме. По сравнению с двухсуточной схемой полёт КК и ТГК сократился в 8.5 раз [54].

Необходимо отметить, что внедрение в практику полётов российских КК «быстрых» схем сближения было достигнуто без увеличения затрат топлива, как собственно КК, так и МКС. Обеспечение необходимых баллистических условий для «быстрого» сближения достигается оптимальным маневрированием в рамках поддержания выбранной высотной стратегии МКС.

Для дальнейшего развития «быстрых» схем рассматриваются новые методы, позволяющие реализовать сближение по ещё более ускоренным схемам. В перспективы такие схемы должны быть востребованы при реализации Лунной программы.

Главным фактором, мешающим сокращению длительности сближения, является величина допустимого фазового диапазона, которому надо удовлетворять перед началом сближения. Если при реализации двухвитковой схемы по «классической» компланарной схеме величина этого диапазона составляет 6.5°, то для одновитковой схемы только около 1°, что практически невозможно обеспечить при существующих ограничениях по маневрированию МКС. Для расширения допустимого фазового диапазона был разработан способ квазикомпланарного выведения [55], суть которого в выведении КА на орбиту, отличающуюся по наклонению с орбитой ОС. Критерий результативности квазикомпланарного выведения, определяется коэффициентом эффективности КЭФ, рассмотренным в Приложении. Чем широта космодрома ближе по отношению к апексу орбиты выведения, тем КЭФ и, соответственно, квазикомпланарное выведение эффективнее.

Основными предпосылками для перехода к укороченным схемам сближения КК «Союз-МС» с МКС являются улучшенные точностные

характеристики РН «Союз-2-1А» с отечественной цифровой системой управления [56], и возможность варьирования в допустимых пределах наклонением орбиты выведения, достигаемым управлением РН по курсу на участке третьей ступени.

При разработке двухвитковой схемы было принято решение оставить на заключительном участке хорошо зарекомендовавший себя участок автономного сближения [20] [46]. С другой стороны, достигаемая точность выведения РН «Союз-2-1А» позволяет сократить общее число манёвров дальнего сближения по сравнению с четырёхвитковой схемой с четырёх до одного, что существенно повышает надёжность сближения. Предложенная «сверхбыстрая» двухвитковая схема была успешно отработана на пяти полётах грузового корабля (первый раз в июле 2018 года [57]), после чего в октябре 2020 года была впервые успешно применена в полёте пилотируемого КК «Союз-МС-15» [48].

При переходе к одновитковой схеме необходимо стремиться упростить управление КК на заключительном участке, чтобы в случае необходимости иметь возможность реализации ручного режима управления КК на заключительном участке. В главе предлагается схема с использованием квазикомпланарного выведения КК и заключительным сближением с коэллиптической орбиты.

Сближение с коэллиптической орбиты успешно применялось при реализации программы «Аполлон» [58]. Использование этого метода повышает надёжность и безопасность стыковки в случае срыва режима автоматического сближения, за счёт удобства управления КК в ручном режиме, не требующего специальных средств измерения взаимного положения КК и ОС. Такой подход на заключительном этапе сближения широко используется в настоящее время при реализации пилотируемых полётов в США, ЕКА и Японии [59].

Список литературы диссертационного исследования доктор наук Муртазин Рафаил Фарвазович, 2022 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Легостаев В.П., Лопота В.А. Луна - шаг к технологиям освоения Солнечной системы. М.: РКК «Энергия», 2011. 584 с.

2. Grebow D.J., Ozimek M.T., Howell K.C. et al. Multibody orbit architectures for lunar South Pole coverage // Journal of Spacecraft and Rockets. 2008. V. 45, № 2. P. 344-358.

3. Решение Президиума Научно-технического совета Госкорпорации «Роскосмос» и Бюро Совета Российской академии наук по космосу по вопросу: «Концепция российской комплексной программы исследования и освоения Луны». М., 2018. 6 с.

4. The Cislunar Spaceport: An Effective Approach for the Crew Delivery to the Lunar Surface Solutions / R. Murtazin [et al.] // 68th International Astronautical Congress 2017, IAC 2017. Adelaide, 2017. P. 3185-3190.

5. Космонавтика: Энциклопедия / Гл. ред. В.П. Глушко. - М.: Сов. энциклопедия, 1985. 528 с.

6. Смирнов Д.П., Трощенков С.В., Пшеничников И.В. От кареты до ракеты. Развитие космических транспортных систем // Русский космос. 2021. №8(30). С. 46-51.

7. Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди / Гл. ред. Ю.М. Батурин. -М.: РТСоф, 2005. 747 с.

8. Левантовский В.И. Механика космического полёта в элементарном изложении. М.: Наука, 1980. 512 с.

9. Макушенко Ю.Н., Муртазин Р.Ф., Зарубин Д.С. Космический порт для доставки экипажа на поверхность Луны // Космическая техника и технологии. 2019. № 2(25). С. 5-13.

10. Соловьёв В.А., Муртазин Р.Ф., Мельников Е.К. Хроника необыкновенного космического путешествия (Баллистический анализ

полёта ТПК «Союз Т-15») // Космическая техника и технологии. 2021. № 2(33). С. 107-118.

11. Коптев Ю., Кузнецов Ю. Космос в открытом доступе // Военно-промышленный курьер. 2015. №32(598). С. 8.

12. Технико-организационное предложение: Возможность реализации пилотируемого облёта Луны на модифицированном корабле «Союз». РКК «Энергия», 2014.

13. Murtazin R. Space Transportation System of a new Generation for the Lunar Space Exploration Program // 67th International Astronautical Congress 2016, IAC 2016. Guiadalajara, 2016. P. IAC-16, D2, 4, 7, x32426.

14. Муртазин Р.Ф. Транспортная космическая система «Рывок» для обеспечения лунных миссий с использованием «гибридной» схемы торможения // Полет. Общероссийский научно-технический журнал. 2019. № 6. С. 7-15.

15. Муртазин Р.Ф. Транспортная космическая система «Рывок-2» для доставки экипажа на лунную базу // Полет. Общероссийский научно-технический журнал. 2020. № 8. С. 3-9.

16. Способ управления транспортной космической системой: патент 2725007 РФ / Р.Ф. Муртазин; опубл. 26.06.2020. Бюл. № 19.

17. Способ управления транспортной космической системой: патент 2614466 РФ / Р.Ф. Муртазин, Ю.Н. Макушенко, И.С. Радугин; опубл. 28.03.2017. Бюл. № 10.

18. Zubrin R. Lunar Gateway or Moon Direct? // Space news. - URL: https://spacenews.com/op-ed-lunar-gateway-or-moon-direct/ (17.04.2019).

19. Murtazin R., Petrov N. Usage of pre-flight data in short rendezvous mission of Soyuz-TMA spacecrafts // Acta Astronautica. 2014. V.93. P. 71-76.

20. Murtazin R. Quasi-Coplanar Insertion to Implement Quick Two-Orbit Rendezvous Profile of Soyuz Spacecraft // 67th International Astronautical

Congress 2016, IAC 2016. Guiadalajara, 2016. P. IAC-16,B3,4-B6.5,11,x32386.

21. Murtazin R. Profiles of Quick Access to the Orbital station for Modern Spacecraft // Cosmic Research. 2014. V. 52. № 2. P. 153-165.

22. Мельников Е.К., Смирнов А.И. Метод решения многоцелевой задачи управления движением околоземной космической станции // Космонавтика и Ракетостроение. 2009. № 2(55). C. 69-79.

23. Murtazin R., Zaborskaya E. ISS maneuvering: 15 years of experience // 65th International Astronautical Congress 2014, IAC 2014. Toronto, 2014. P. 3113-3120.

24. Муртазин Р.Ф., Заборская Е.С., Александров А.П. Сравнительный обзор стратегии маневрирования МКС // Полет. Общероссийский научно-технический журнал. 2017. № 2. С. 27-35.

25. Mission Profile of Targeted Splashdown for Space Station Mir / R. Murtazin [et al.] // Journal of Spacecraft and Rocket, 2003. V. 40. № 5. P. 665-671.

26. П36191-012. Отчет. Предварительные материалы о полете станции "Мир" при естественном торможении и организации запланированного спуска. РКК "Энергия", 2000.

27. ISS Controlled Deorbit: Challenges and Solutions / R. Murtazin [et al.] // 68th International Astronautical Congress 2017, IAC 2017. Adelaide, 2017. P. 5376-5386.

28. П44079, Роскосмос. НТО Обеспечение управляемого сведения с орбиты МКС. ПАО «РКК «Энергия», Королёв, Россия, 2016.

29. Гордиенко Е.С., Ивашкин В.В. Использование трехимпульсного перехода для выведения космического аппарата на орбиты искусственного спутника Луны // Космические исследования. 2017. Т.55. № 3 . С. 207 - 217.

30. Tselousova A., Shirobokov M., Trofimov S. High-Altitude Near-Circular Orbits for a Lunar Orbital Station // IAA-SciTech Forum, 2018 Moscow. P. 41-52.

31. Whitley R., Martinez R. Options for Staging Orbits in Cis-Lunar Space // Aerospace Conference IEEE, Big Sky, MT, USA. 2016. P. 9.

32. Муртазин Р.Ф. Эффективное выведение КА на высокую круговую окололунную орбиту // Космонавтика и ракетостроение. 2019. № 3 (108). С. 5-12.

33. Муртазин Р.Ф., Прохорова Е.К. Оценка энергетических затрат транспортной системы для обслуживания окололунной станции. // В книге: XLIII Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П. Королёва и других выдающихся отечественных ученых - пионеров освоения космического пространства. Сборник тезисов. 2019. С. 366-367.

34. Murtazin R. Sheme of Rendezvous Mission to Lunar Orbital Station by Spacecraft Launched from Earth // Cosmic Research. 2016. V. 54. № 3. P. 253-259.

35. Murtazin R. Rendezvous missions: from ISS to lunar space station // Acta Astronautica. 2014, V. 101. № 1. P. 151-156.

36. НТО. Разработка требований к техническим характеристикам изделий перспективной пилотируемой (посещаемой) космической инфраструктуры, в том числе требований к их надёжности и безопасности. № 851-0923А/19/140 - 02- 07003- 9/2020.

37. Chladek J. Outposts on the Frontier: A Fifty-Year History of Space Stations. University of Nebraska Press. 2017. 528 p.

38. Rodolfo Neri Vela. Manned space stations. Paris: European Space Agency SP-1137. 1990. - ISBN 978-92-9092-124-0

39. Мельников Е.К. Метод решения многоцелевой задачи управления движением околоземной пилотируемой станции на больших временных интервалах: дис.....канд. тех. наук. Москва. 2006. 153 с.

40. Мельников Е.К., Рослякова Н.С., Смирнов А.И. Развитие программы управления орбитальным движением МКС // Космонавтика и Ракетостроение. 2015. № 1(80). С. 48-55.

41. Муртазин Р.Ф., Заборская Е.С. Баллистический анализ маневрирования МКС за 15-летний период. В книге: Актуальные проблемы российской космонавтики. Труды XXXIX академических чтений по космонавтике, посвященных памяти академика С.П. Королева и других выдающихся отечественных ученых-пионеров освоения космического пространства. 2015. С. 295-296.

42. Мельников Е.К. Управление орбитальным движением МКС (1998-2018гг.). Королёв: ЦНИИмаш, 2019. 261 с.

43. Россия начала формировать концепцию национальной окололунной станции. РИА Новости. - URL: https://tass.ru/kosmos/6053023 (29 января 2019).

44. «Рогозин рассказал о создании новой орбитальной станции». - URL: https://russian.rt.com/science/news/750222-novaya-orbitalnaya-stanciya (27 мая 2020).

45. Муртазин Р.Ф., Овчинников А.Г. Григорьев К.Ю. Управляемое сведение с орбиты МКС: проблемы и решения. В книге: XLII Академические чтения по космонавтике. Сборник тезисов чтений, посвященные памяти академика С.П. Королева и других выдающихся отечественных ученых -пионеров освоения космического пространства. 2018. С. 230-231.

46. Способ управления движением космическим объектом при сближении с другим космическим объектом: патент 2657704 РФ / Р.Ф. Муртазин; опубл. 14.06.2018. Бюл. №17.

47. NASA News Release-66-226 "Project Gemini-11".

48. Корабль "Союз" установил рекорд по скорости полета к МКС. - URL: https://ria.ru/20201014/rekord-1579729882.html (14.10.2020).

49. Бажинов И.К. Навигационное обеспечение полёта орбитального комплекса «Салют-6» - «Союз» - «Прогресс». М.: Наука, 1985. 375 с.

50. Murtazin R., Budylov S. Short Rendezvous Missions for Advanced Russian Human Spacecraft // Acta Astronautica. 2010. V. 67, № 7-8. P. 900-909.

51. Murtazin R., Petrov N. Short Profile for the Human Spacecraft Soyuz-TMA Rendezvous Mission to the ISS // Acta Astronautica. 2012. V. 77. P. 77-82.

52. Способ управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом: патент 2490181 РФ / Р.Ф. Муртазин, Ю.Н. Борисенко; опубл. 20.08.2013. Бюл. №23.

53. Муртазин Р.Ф. Баллистическое обеспечение схем быстрого сближения космического корабля с орбитальной станцией // Космонавтика и ракетостроение. 2012. № 4(69). С. 142-149.

54. Муртазин Р.Ф., Виноградов П.В., Александров А.П., Петров Н.К. «Быстрая» схема сближения: МКС становится ближе // Полет. Общероссийский научно-технический журнал. 2013. № 8. С. 116-120.

55. Муртазин Р.Ф. Способ управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом: патент 2441821 РФ / Р.Ф. Муртазин; опубл. 10.02.2012. Бюл. №2.

56. Steven J. Isakowitz. International Reference Guide to Space Launch Systems. American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2004. 628 p.

57. ЦУП. Грузовой корабль «Прогресс МС-09» пристыковался к МКС, впервые используя двухвитковую схему сближения. - URL: https://www.roscosmos.ru/25289/ (10.07.2018).

58. Kennet A. Young, James D. Alexander. Apollo Lunar Rendezvous // Journal Spacecraft, 1970. V. 7. № 9. P. 1083-1086.

59. Wigbert Fehse. Automated Rendezvous and Docking of Spacecraft. Cambrige University press, 2003. 486 p.

60. Концепция национальной программы освоения Луны. Предложение Рабочей группы Федерального космического агентства и РАН по интеграции программ использования автоматических и пилотируемых средств освоения Луны в рамках разрабатываемой ФКП России на 2016 -2025, 2014.

61. Стратегия развития Государственной корпорации по космической деятельности Госкорпорации «Роскосмос» на период до 2025 г. и на перспективу до 2030 г., одобрена на заседании наблюдательного совета Госкорпорации «Роскосмос», 22 февраля 2017 года.

62. Стратегия развития пилотируемой космонавтики на период до 2035 года, утвержденная 06.05.2015 руководителем Федерального космического агентства.

63. Соловьёв В.А., Любинский В.Е., Муртазин Р.Ф. Управление полётами КА при реализации Лунной программы // Полет. Общероссийский научно-технический журнал. 2019. № 4. С. 29-36.

64. Соловьёв В.А., Любинский В.Е., Матюшин М.М. Проблемы управления полётами пилотируемых космических комплексов // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия «Машиностроение. 2013. № 3(92). С. 39-54.

65. Ivanyukhin A.V., Korolevskiy E.D., Starchenko A.E. Trajectory Optimization of a Lunar Direct Landing from Halo-Orbits // XIII International Conference on Applied Mathematics and Mechanics in the Aerospace Industry, AMMAI'2020, V. 927. 7 p.

66. Тарасов Е.В. Космонавтика (механика полёта и баллистическое проектирование КЛА). М.: Машиностроение, 1977. 216 с.

67. Егоров В.А. Пространственная задача достижения Луны. М.: Наука, 1965. 216 с.

68. Егоров В.А., Гусев Л.И. О траекториях возвращения от Луны к Земле. М.: Наука, 1980. 544 с.

69. Нариманов Г.С. Основы теории полёта космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1972. 612 с.

70. Рогозин подтвердил разработку космического корабля «Орленок»». -URL: https://iz.ru/1106185/ (12 декабря 2020).

71. Черток Б.Е. Ракеты и люди. Лунная гонка. М.: Машиностроение, 1999. 538 с.

72. Murtazin R., Sevastiyanov N., Chudinov N. Fast rendezvous profile evolution: From ISS to lunar station // 70th International Astronautical Congress 2019, IAC 2019. Washington, 2019. P. IAC-19_B3_4-B6.4_1_x49206.

73. Murtazin R., Sevastiyanov N., Chudinov N. Fast rendezvous profile evolution: From ISS to lunar station // Acta Astronautica. 2020. V. 173. P. 139-144.

74. Муртазин Р.Ф., Чудинов Н.А. Проведение «быстрого» сближения космического корабля и разгонного блока при двухпусковой схеме отлёта к Луне // Космонавтика и ракетостроение. 2020. № 5(116). С. 2030.

75. Муртазин Р.Ф. Двухвитковая схема сближения космического корабля «Союз» с Международной космической станцией // Космонавтика и ракетостроение. 2017. № 1 (94). С. 30-37.

76. Муртазин Р.Ф. Синхронный старт космических кораблей при двухпусковой схеме их полёта к Луне // Космонавтика и ракетостроение. 2015. № 1(80). С. 56-62.

77. Построение и анализ траекторий срочного возвращения к Земле при пилотируемых полётах к Луне / А.К. Платонов [и др.] // В сборнике трудов юбилейного заседания семинара ИКИ РАН по механике, управлению и информатике, посвященного 100-летию со дня рождения П.Э. Эльясберга. 2014. С. 78-104.

78. Способ управления космическим кораблём при полёте к Луне: патент 2734705 РФ / Р.Ф. Муртазин, Е.К. Беляева; опубл. 22.10.2020. Бюл. №30.

79. Муртазин Р.Ф., Беляева Е.К. Обеспечение возвращения космического корабля к Земле в случае нештатной ситуации при полёте на полярную окололунную орбиту // Космонавтика и ракетостроение. 2021. № 4(121). С. 41-47.

80. Муртазин Р.Ф. Транспортная космическая система нового поколения для обеспечения лунных экспедиций // Космонавтика и ракетостроение. 2017. № 2(95). С. 55 - 63.

81. Zilong С., Zhaokui W., Yulin Z. Analysis and Optimization of Lunar Exploration Architecture Based on Reusable Human Spacecraft // Journal of Spacecraft and Rockets, Dec 2018. V. 56. P. 910-918.

82. Муртазин Р.Ф., Первушин М.Е. Методика управления транспортным кораблем на этапе аэроторможения при возвращении от Луны. В книге: XLIII Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П. Королёва и других выдающихся отечественных ученых -пионеров освоения космического пространства. Сборник тезисов. 2019. С. 365-366.

83. Дубошин Г.Н. Небесная механика: основные задачи и методы, М.: Физматгиз, 1975. 560 с.

84. Дёмин В.Г. Движение искусственного спутника в нецентральном поле тяготения, М.: Наука, 1968. 352 c.

85. Аппазов Р.Ф., Сытин О.Г. Методы проектирования траекторий носителей и спутников Земли, М.: Наука, 1987. 439 с.

86. Черток Б.Е. Ракеты и Люди. Книга 2. Фили-Подлипки-Тюратам, М.: Машиностроение, 1999. 448 с.

87. Мишин В.П. Почему мы не слетали на Луну? М.: Знание, 1990. 64 с.

88. Феоктистов К.П. Траектория жизни. Между вчера и завтра, М.: Вагриус, 2012. 79 с.

89. Легостаев В.П., Марков А.В., Сорокин И.В. Целевое использование российского сегмента МКС: значимые научные результаты и перспективы // Космическая техника и технология, 2013. № 2. С. 3-18.

90. Data of NORAD. - URL: http://www.space-track.org).

91. Canadian Space Weather Forecast Centre. - URL: http: //www.spaceweather.gc.ca/sol arflux/sx- 5-eng. php.

92. Семёнов Ю.П. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П. Королёва: в 3 т., М: РКК «Энергия», 1996.

93. Site of S.P. Korolev RSC Energia. - URL: http: //www.energia.ru.

94. Ray J. A fiery goodbye to Compton Gamma Ray Observatory / Spaceflight. -URL: https://spaceffightnow.com/cgrodeorbit/000604reentry.html. (2000, June 4).

95. Portree D.S., Lofttus J.P. Orbital Debris: A Chronology // NASA, TP-1999-205556, 1999. № 71. P. 25-26.

96. Муртазин Р.Ф. Использование квазикомпланарной орбиты выведения для быстрой доставки космического корабля к орбитальной станции // Космонавтика и ракетостроение. 2014. № 1(74). С. 42-49.

97. Murtazin R., Budylov S. Short Rendezvous Missions for Advanced Russian Human Spacecraft // 60th International Astronautical Congress 2009, IAC 2009. Daejeon, 2009. P. 3238-3246.

98. Murtazin R., Petrov N. Short Profile for the Human Spacecraft Soyuz-TMA Rendezvous Mission to the ISS // 62th International Astronautical Congress

2011, IAC 2011. Cape Town, 2011. P. 3294-3300.

99. Murtazin R., Petrov N. Usage of pre-flight data in short rendezvous mission of Soyuz-TMA spacecraft. // 63th International Astronautical Congress 2012, IAC

2012. Naples, 2012. P. 3886-3891.

100. Способ управления движением стыкуемых космических объектов: патент 2562902 РФ / Р.Ф. Муртазин; опубл. 10.09.2015. Бюл. №25.

101. Баранов А.А. Разработка методов расчета параметров маневров космических аппаратов в окрестностях круговой орбиты: дис. ... докт. тех. наук. Москва. 2018. 305 с.

102. Анализ влияния времени запуска транспортного корабля на обеспечение условия компланарности орбит транспортного корабля и станции при их встрече / Р.Ф. Муртазин [и др.] // Пилотируемые полёты в космос. 2014. №1(10). С. 41-50.

103. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П. Королёва, 1996. 630 с.

104. Красильников А. В. Бранец: «На «Союзе Т8» мы оказались не готовы к отказу «Иглы» // Новости Космонавтики, 2013. № 6. С. 70-71

105. Ильин А., Лындин В. «Мир» - «Салют-7» и обратно. К 25-летию первого межорбитального перелёта // Новости Космонавтики, 2011. № 8. С. 8-11.

106. Петров Г.И. Освоение космического пространства в СССР 1967-1970гг, М.: Наука, 1970. 357 с.

107. NASA News Release-73-131 «Project Skylab-3».

108. Лебедев В.И. Личность в экстремальных условиях, М.: Политиздат, 1989. 304 с.

109. «Названа причина переноса стыковки «Союза» с МКС». - URL: https: //lenta. ru/news/2014/03/26/soyuz 1/.

110. Zhen Yang, Ya-Zhong Luo, Jin Zhang, Guo-Jin Tang. Uncertainty Quantification for Short Rendezvous Missions Using a Nonlinear Covariance Propagation Method // Journal of guidance, control, and dynamics, 2016. V. 39(9). P. 2170-2178.

111. Murtazin R., Petrov N., Ulybyshev Yu. Launch Strategy for manned Spacecraft: Improving Safety or Increasing of Launch Mass? // Acta Astronautica. 2011. V. 69. № 7-8. P. 644-649.

112. Murtazin R., Petrov N., Ulybyshev Yu. Launch Strategy for manned Spacecraft: Improving Safety or Increasing of Launch Mass? //

61th International Astronautical Congress 2010, IAC 2010. Prague, 2010. P. 3177-3183.

113. Frank O'Brien. Lunar Orbit Rendezvous (Apollo Flight Journal). - URL: http://history.nasa.gov/afj/. (30.07.2013).

114. Orbital Spaceport - a new profession for the Earth-orbit space stations / R. Murtazin [et al.] // 69th International Astronautical Congress 2018, IAC 2018. Bremen, 2018. P. IAC-18,A5,1,11,x45893.

115. НТО. Разработка и обоснование предложений в программу фундаментальных исследований и практического освоения Луны. - СЧ НИР «Магистраль» (Облик-ПК-Луна ИКИ-2014), ИКИ РАН, 2014.

116. НТО. Обоснование приоритетности развития технических средств и технологий, обеспечивающих решение задач и достижение целей пилотируемой космонавтики России. - СЧ НИР «Авангард» (Пилот), № 851-0923/16/59-01-9004- /2017, ФГУП ЦНИИмаш, 2017.

117. Основы государственной политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030 года и дальнейшую перспективу, утверждённые Президентом Российской Федерации 19 апреля 2013 года (№ Пр-906).

118. НТО. Разработка основных положений по взаимодействию пилотируемых и автоматических космических средств в ходе решения задач освоения Луны в период 2020-2035 гг. - СЧ НИР «Авангард» (Пилот), № 851-0923/16/59-02-1311-7/2017, ФГУП ЦНИИМаш, 2017.

119. Соловьёв В.А., Лысенко Л.Н., Любинский В.Е. Управление космическими полетами, Часть 1. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана. 2009. 476 с.

120. Muralidharan V. Stretching Directions in Cislunar Space: Stationkeeping and an Application to Transfer Trajectory Design: Ph.D. Dissertation, School of

Aeronautics and Astronautics, Purdue University, West Lafayette, Indiana, Ph.D., August 2021. 318 p.

121. Pavlak T. A. Trajectory Design and Orbit Maintenance Strategies in Multi-Body Dynamical Regimes: Ph.D. Dissertation, School of Aeronautics and Astronautics, Purdue University, West Lafayette, Indiana, May 2013. 193 p.

122. Соловьёв В.А., Лысенко Л.Н., Любинский В.Е. Управление космическими полетами, Часть 2, М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2010. 428 с.

123. Почукаев В.Н. Основные концептуальные положения баллистико-навигационного обеспечения полётов автоматических КА, М.: Машиностроение - Полёт, 2018. 156 с.

124. Соловьёв В.А., Любинский В.Е. Пилотируемые полёты с Земли на другие небесные тела // Космонавтика и ракетостроение. 2009. № 2(55). С. 214215.

125. Соловьёв В.А., Любинский В.Е., Ивашкин В.В. Управление полётом пилотируемого космического комплекса при проведении экспедиции на астероид // Инженерный журнал: Наука и инновации, 2016, № 9(57). С. 4.

126. Ulybyshev Y. Study of optimal transfers from L2 halo-orbits to lunar surface // AIAA Aerospace Sciences Meeting, San-Diego, CA, 2016, AIAA Paper 2016048, P. 1-15.

127. Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В. Международное сотрудничество в сфере пилотируемых полетов. Часть 1. Исторический обзор // Космическая техника и технологии, 2017. № 2. С. 11.

128. Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В. Международное сотрудничество в сфере пилотируемых полетов. Часть 2. Исторический обзор // Космическая техника и технологии, 2017. № 2. С. 11.

129. Прикладная небесная механика и управление движением. Сборник статей, посвященный 90-летию со дня рождения Д.Е. Охоцимского / Составители: Т.М. Энеев, М.Ю. Овчинников, А.Р. Голиков. - М.: ИПМ им. М.В. Келдыша, 2010. 368 с.

130. Michael E. Evans, Lee D. Graham. A flexible lunar architecture for exploration (FLARE) supporting NASA's Artemis program // Acta Astronautica, 2020. № 177. P. 351-372.

131. NASA News Release-66-52 "Project Gemini-8", 1966.

132. Брюханов Н.А., Легостаев В.П. и др. Использование ресурсов Луны для исследования и освоения Солнечной системы в XXI веке // Космическая техника и технология, 2014. № 1(4). С. 3-14.

133. Способ управления движением космического объекта при перелёте с орбиты Земли на орбиту Луны: патент 2709951 РФ / Р.Ф. Муртазин; опубл. 23.12.2019. Бюл. №36.

134. Способ управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом: патент 2562908 РФ / Р.Ф. Муртазин; опубл. 10.09.2015. Бюл. №25.

135. Муртазин Р.Ф., Благов В.Д. Факты и мифы об орбите Гагарина: баллистический анализ // Новости Космонавтики, 2016. № 4(399). С. 7-10.

136. Tselousova A., Trofimov S., Shirobokov M. Station-keeping in high near-circular polar orbits around the Moon // Acta Astronautica, 2021. № 188. P. 85-192.

137. Murtazin R. Rendezvous missions: from ISS to lunar space station // 64th International Astronautical Congress 2013, IAC 2013. Beijing, 2013. P. 3576-3581.

138. Zimovan-Spreen E. Trajectory Design and Targeting for Applications to the Exploration Program in Cislunar Space: Ph.D. Dissertation, School of Aeronautics and Astronautics, Purdue University, West Lafayette, Indiana, Ph.D., May 2021.

139. «Академик Лев Зеленый: Луна еще один континент Земли». - URL: https://www.pravda.ru/science/1498421 -moon/ (18 мая 2020).

140. Пеутхов В.Г. Оптимизация траекторий космических аппаратов с электроракетными двигательными установками методом продолжения: дис. ... докт. тех. наук. Москва. 2013. 223 с.

141. Гордиенко Е.С. Методика оптимального выведения космического аппарата на высокие круовые орбиты искусственного спутника Луны: дис. ... канд. Тех. наук. Москва. 2019. 156 с.

142. Способ управления транспортной космической системой: патент 2605463 РФ / Р.Ф. Муртазин; опубл. 20.12.2016. Бюл. №35.

143. Способ управления космическим аппаратом для облёта Луны: патент 2614446 РФ / Р.Ф. Муртазин; опубл. 28.03.2017. Бюл. №10.

144. Способ управления космическим аппаратом при облёте Луны: патент 2614464 РФ / Р.Ф. Муртазин; опубл. 28.03.2017. Бюл. №10.

145. Способ управления транспортной космической системой при перелёте космического корабля с Луны на орбиту Земли: патент 2725091 РФ / Р.Ф. Муртазин; опубл. 29.06.2020. Бюл. №19.

146. Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы). М., 1996. 326 c.

147. Duke M.D., Mendell W.W., Roberts B.B. Lunar Bases and Space Activities of the 21st Century. USA, Houston: Lunar and Planetary Institute. 1985. P. 865.

148. Duke M.D., Mendell W.W., Roberts B.B. Strategies for a Permanent Lunar Base // JSC, Houston, NASA, 1985. P. 57-68.

149. Головачёв В.Б. Итак, «Рывок»! И до Луны уже рукой подать... // газета «Труд», 01 июля 2016 года. № 47.

150. Martin Marietta Astronautics Group. Orbital Transfer Vehicle. Concept Definition and System Analysis Study, July 1987. V.2. 600 с.

151. Астапов А.Н., Терентьева В.С. Обзор отечественных разработок в области защиты углеродсодержащих материалов от газовой коррозии и

эрозии в скоростных потоках плазмы. // Известия высших учебных заведений. Порошковая металлургия и функциональные покрытия, 2014. № 4. С. 50-70.

152. Lisa. C. Simonsen, John E. Nealy. Radiation Protection for Human Missions to the Moon and Mars // NASA technical paper 3079, Feb 1991.

153. Andreas Marki. Radiation Analysis for Moon and Mars Missions // International Journal of Astrophysics and Space Science, 2020. № 3(8). V. 1626.

154. Robert A. English and etc. Apollo Experience Report. Washington: NASA, Technical Notes D-7080, Mar 1973. 19 p.

155. Ковалёв Е.Е. Радиационный риск на Земле и в космосе. М.: Атомиздат, 1976. 255 с.

156. Atwell William. Astronaut Exposure to Space Radiation: Space Shuttle Experience, Jul 1990: SAE Technical Paper ser. 901342.

157. Gordon R. Woodcock. Mission And Operations Modes For Lunar Basing, Lunar and Planetary Institute // Provided by the NASA Astrophysics Data System, 1985. 76 p.

158. Антонова Н.П., Брюханов Н.А., Чёткин С.В. Средства посадки пилотируемого транспортного корабля нового поколения // Космическая техника и технология, 2014. № 7(4). С. 21 -30.

159. Кудрявцев С. И. Комбинированное управление спуском орбитального пилотируемого корабля для высокоточной посадки возвращаемого аппарата на территории России: дис. ... докт. тех. наук. Москва. 2018. 270 с.

160. Зо Мин Тун Разработка алгоритма перехода космического аппарата с подлетной гиперболической траектории на круговую орбиту спутника планеты при использовании торможения в атмосфере в условиях неопределенности её параметров: дис. ... канд. тех. наук. Москва. 2019. 125 с.

161. Кутоманов А.Ю. Метод обеспечения безопасного спуска пилотируемого КА при возникновении нештатной ситуации на любом этапе орбитального полета: дис. ... канд. тех. наук. Москва. 2016. 134 с.

162. Асюшкин В.А. и др. Универсальный разгонный блок повышенной энерговооружённости «Фрегат-СБУ» // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина, 2017. № 2 (36). С. 147-156.

163. Хуан Ичун Управление движением космического аппарата, совершающего мягкую посадку на Луну по схеме с зависаниями: дис. ... канд. тех. наук. Москва. 2017. 133 с.

164. Алексеев В., Лебедев Л. За лунным камнем, М.: Машиностроение. 1972. 120 с.

165. «Роскосмос обнародовал характеристики сверхтяжёлых ракет», РИА Новости. https://ria.ru/20190424/1553021395.html (24 апреля 2019).

166. «Эскизный проект ракеты «Союз-5» одобрен», РИА Новости. https://ria.ru/20171212/1510768344.html (12 декабря 2017).

167. «Морской старт», Справочник пользователя, редакция D, февраль 2008.

168. «Совместное Заседание НТС Роскосмоса и Совета по космосу РАН. -URL: www.roscosmos.ru/25789 (28.11.2018).

169. Belbruno Ed. A., John P. Carrigo. Calculation Ballistic Lunar Transfer Trajectories. В сборнике: AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, Denver, Colorado, 14-17 Aug 2000. 10 p.

170. Архангельский И.И. и др. Проектирование зенитных управляемых ракет, 2001, М.: МАИ. 732 c.

296

ПРИЛОЖЕНИЕ

Определение эффективности квазикомпланарного выведения

На рисунке П.1 представлен вариант, когда плоскость орбиты, например, МКС, (полужирная сплошная линия) расположена справа на угловом расстоянии ДХ0 вдоль линии экватора от плоскости орбиты выведения КА (штриховая линия). Обе орбиты имеют одинаковое наклонение iмКc и угол пересечения При квазикомпланарном выведении, наклонение орбиты КА i отличается от и в результате новая орбита (сплошная линия) будет пересекаться с орбитой МКС в новой точке с углом пересечения Пусть точка Р соответствует точке старта КА, точка N - пересечению плоскости орбиты МКС и плоскости орбиты КА, дуга Ф соединяет точки Р и N. Попробуем определить минимально достижимое значение межорбитального угла = при заданном ДХ0 и соответствующий ему угол Ф = Фор (оптимальный угол между радиус-вектором точки старта Р и радиус-вектором точки выдачи бокового импульса К).

Рисунок П.1 Геометрическое описание схемы квазикомпланарного выведения I. Найдем минимальный угол и соответствующую ему дугу Ф Для сферического треугольника РЫИ справедливо соотношение:

sin iR sin 90°

sin I

T ^ или SiniR =-—

Sin I Sin Ф R Sin Ф

Угол I представляет собой угол между радиус-вектором точки старта и плоскостью орбиты МКС и определяется координатами точки старта и

положением плоскости МКС в момент старта РН. Этот угол не зависит от положения плоскости орбиты выведения КК и для заданного времени старта является фиксированной величиной. Из условия минимизации угла iR имеем:

sin I

iR ^ min ^ sin iR ^ min ^--» min ^ sin Ф ^ max ^ sin Ф = 1 ^ Ф = 90°

R R sin Ф

Итак, оптимальный угол Ф^, соответствующий минимальному углу между плоскостями орбит МКС и КК равен 90°. При этом очевидно, что

sin I sin I

sin iRmin = sn^pt = = sin 1 или * iRmin = 1

т.е. ÍRmm = I при Фopt = 90°. II. Определим угол I

Из сферического треугольника AOB получим:

cos a =- cos iMKC cos 90О+ sin iМКС sin 90О cos AB = sin ^КС cos AB

В то же время:

sin AB sin BO _ sin ^КС sin AB

—:-= ——:- ^ sin BO =---

sin a sin iМКС sin a

Найдем косинус дуги BO

cos BO = Vl - sin2BO =

N

. sin2 iu^si^AB 1--

sin2a

= V sin2a — sin^iuKpsi^AB = —^T—cos^O—51п21МКт51п2^=

Sin a МКС Sin a МКС

'l — sin2 iМKС cos2AB — sin^^si^AB = МКС

sina^ sin a

Для дуг BO и OP справедливо соотношение: BO + OP = фгц. Отсюда получим:

sin OP = sin^j^ — BO) = sin фгц cos BO — sin BO cos фгц =

cos ímkc sin ímkc sinAB

= sin фГц

sin a sin a

1

(sin фгц cos íMk;C — sin íMk;C cos фгц sin AB)

sin a

Для сферического треугольника POH можно записать:

sinI sinOP _ sinI

^ sinOP =

sin a sin900 sin a

Сопоставляя два последних выражения, получим: sin I 1

(sin фгц cos iMKC — sin iMKC cos фгц sin AB)

sin a sin a

^ sin I = sin фгц cos iMKC — sin iMKC cos фгц sin AB Тогда для угла I имеем:

I = arcsin(sin фгц cos iMKC — sin iMKC cos фгц sin AB) (П-1) III. Определим величину sin AB Из сферического треугольника C0PB получим:

sinzCo PB sin Ímkc - nD sin Ímkc . ^

-—— =- ^ sinzC0PB =-sinC0B

sinC0B sinфгц sinфгц

В то же время:

cos zC0 PB = — cos iMKC cos 900 + sin iMKC sin 900 cos C0B = sin iMKC cos C0B Запишем тригонометрическое равенство для угла zC0PB:

Л,

Sin2фгц

п п sin ÍMKC п — п п —

sin2zC0PB + cos2zC0PB = 1 ^ 2МКС sin2C0B + sin2iMKCcos2C0B = 1 ^

2

_ ■ ■ 2 2ñ b sin фгц

^ sin2C0B + sin^n.cos^fiB = ————

ц sin2 iMKC

Из полученного выражения, с учётом тригонометрического равенства для дуги C0B, найдем выражения для sin C0B и cos C0B:

. sin фгц cos iMKC

sinC0B =---:-

cos фгц sin ímkc

vs^MKc—sm^

cosC0B = --:-

cos фгц sin ímkc

Выразим угол AB через дугу C0B и угол ДХ0:

AB = C^B — АА0

Получим выражение для синуса угла AB:

sinAB = sin(C0B — ДА0) = sinC0BcosAA0 — sinAA0 cosC0B =

sin фгц cos ímkc Vs^2iMKc—siñ2^^^ ,

=-:-cos ЛЛ0--:-sin ЛЛ0 =

cos фгц sin ímkc cos фгц sin ímkc

1

(sin фгц cos iMKC cos ДА0 — ^sin2iMKC — sin^j^ sin ДА0)

cos Фгц sin iMKC

Подставив полученное выражение в формулу для угла I, получим: I = iRmin = arcsin(sin фщ COs Ímkc(1 — cos ДЛо) + 7sin2iMKC — • sin ДАо) (А-2)

Приведенная формула справедлива для обоих случаев ("МКС справа" и "МКС слева") при условии, что величина ДХ0 является положительной, т.е. ДХ0 = ХМКС -Х0 - для случая "МКС справа"; ДХ0 = Х0-ХМКС - для случая "МКС слева"; IV. Для определения эффективности использования выведения на квазикомпланарную орбиту введем коэффициент K^

_ Íro __arccos(cos2iMKc + sin2iмкcCOsДАо)_

Кэф — --—---

iRmin arcsin(sin фгц cos iMKC(1 — cos ДА0) + ^sin2iMKC — sin^j^ • sin ДА0)

1. Определим наклонение орбиты выведения КК, соответствующее iRmin.

Пусть угол у является углом пересечения орбит КК с наклонением и с

измененным наклонением i. Из сферического треугольника C0PC получим:

cos(n — i) — — cos iMKC cos ф + sin iMKC sin ф cos C0P

^ cos i — cos iMKC cos ф — sin iMKC sin ф cos C0P

Косинус дуги C0P определим из сферического треугольника C0PB:

sin C¡¡P _ sin фгц . _ _ sin фгц

^ sin CoP —

sin 90o sin iмкc sin iмкc

^-n L ■ 9^-ъ Vsñ^MKc—siñ^^

^ cos C0P — 11 — sin2C0P —— --ц

N siniMKC

Тригонометрические функции угла ф найдем из сферического треугольника

PN0N (с учётом того, что iR = iRMIN = I, Ф = Oopt = 90o, z PN0N = n-iR0):

cos(n — iR0) — — cos ф cos iRmin + sin ф sin iRmin cos Фор1 ^

cos iR0

^ cos iR0 — cos ф cos I — sin ф sin I cos 90o ^ cos ф —-

cos I

. . гл-^ Vsin2iR0 — sin21

Sinф — V1 — cos2ф — ---

cos I

С учётом полученных соотношений:

1

cos i =

cos Ímkc cos Íro — J(sin2iR0 — sin2I)(sin2iMKc — sin^J

cos I

2. Определим разницу ДХ между (инерциальной) долготой восходящего узла орбиты МКС и (инерциальной) долготой восходящего узла орбиты выведения КК, соответствующей углу iRmin. Из сферического треугольника CNA получим:

cos iRmin = cos I = — cos i cos(n — iMKC) + sin i sin iMKC cos ДА =

cos I — cos i cos iMKC

= cosicosiMKC + sin i sin iMKC cos ДА ^ cos ДА =-

sin i sin ímkc

Отсюда:

/cos I — cos i cos iMKC\ ( sin i sin iMKr /

ДА = arccos , ...

ЛМКС