Орбиты выведения

РН «Космос» обладает высокой универсальностью и обеспечивает выведение полезных грузов на следующие типы орбит:

· околокруговые с наклонениями 66, 74, 83 и 87,3° градуса при запусках с космодрома «Плесецк» и на орбиты с наклонениями 48,5 и 51° при запуске с космодрома «Капустин Яр». Диапазон высот орбит данного типа составляет от 200 до 1700 км в зависимости от массы полезного груза;

· эллиптические орбиты с наклонениями 66,74, 83 и 87,3° при запусках с космодрома "Плесецк" и 48,5 и 51° при запусках с полигона "Капустин Яр". Высота перигея при этом составляет от 200 до 1500 км, а высота апогея - от 500 до 5000 км;

· синхронно-солнечные орбиты с наклонениями от 98,15 до 98,8° при запусках с космодрома «Плесецк». Диапазон высот синхронно-солнечных орбит составляет от 700 до 850 км.

Реализация широкой номенклатуры типов орбит позволяет использовать РН «Космос-3М» для запусков КА самого различного назначения.

Выведение КА на орбиты с высотой 400 км и более осуществляется по схеме прямого выведения с двумя включениями двигателя второй ступени.

При выведении КА на высокие орбиты трудно обеспечить программу полета с непрерывно работающими двигателями и с сохранением в то же время оптимальных режимов работы двигателя. В этом случае последняя ступень РН вместе с КА приобретают требуемую скорость гораздо раньше, чем наберут нужную высоту. Для разрешения этого противоречия потребуется значительное изменение тяги (дросселирование) двигателя, что приведет к резкому снижению его экономичности. Поэтому вывод КА с помощью РН «Космос-3М» на большие высоты осуществляется с использованием участка полета свободно брошенного тела - так называемого переходного участка траектории.

Траектория полета при этом включает в себя следующие участки (рис.8.1, табл.8.1,8.2):

· полет первой ступени с работающими двигателями первой ступени;

· полет второй ступени с первым включением двигателей второй ступени;

· свободный (с выключенным двигателем второй ступени) полет второй ступени – переходный участок траектории;

· доразгон второй ступени при повторном включении двигателя второй ступени.

В таблицах обозначено:

t	-время;
Vа	-абсолютная скорость;
uа	-угол наклона вектора абсолютной скорости к местному горизонту;
q	-динамическое давление;
Н	-высота.

Ðèñ. 8.1. Îñíîâíûå ñîáûòèÿ ïîëåòà

Таблица 8.1.

Характеристики траектории выведения на орбиту высотой 605 км наклонением 66°

События полета	t, c	Va, м/с	Ja, радиан	q, кг/м2	Н, км
Максимальный скоростной напор	62,0	581,6	0,758		10,96
Разделение ступеней	131,14	2555,2	0,596		68,55
Сброс головного обтекателя	145,04	2562,1	0,555		89,24
Первое выключение ДУ 2-й ступени	495,02	7717,5	0,052		278,09
Конец работы системы малой тяги	1916,85	7397,1			594,9
Второе выключение ДУ 2-й ступени	1930,62	7557,1			594,91
Выход на орбиту Отделение КА	1950,62	7561,7			594,92

Таблица 8.2

Характеристики траектории выведения на орбиту высотой 1000 км наклонением 83°

События полета	t, c	Va, м/с	Ja, радиан	q, кг/м2	Н, км
Максимальный скоростной напор		565,4	0,742		11,3
Разделение ступеней	131,7	2597,3	0,450		57,9
Сброс головного обтекателя	146,6	2621,9	0,405		75,6
Первое выключение ДУ 2-й ступени	485,6	7992,9	- 0,006		149,9
Конец работы системы малой тяги	3767,6	7184,6	0,002		999,4
Второе выключение ДУ 2-й ступени	3762,5	7354,9			999,3
Выход на орбиту Отделение КА	3782,5	7359,6			999,3

Сброс головного обтекателя осуществляется после отделения первой ступени на высоте примерно 76 - 83 км.

Полет второй ступени на переходном участке происходит в гравитационном поле Земли по траектории свободно брошенного тела - по эллипсу.

При прямой схеме выведения для обеспечения заданного углового положения РН перед повторным запуском двигателя второй ступени необходимо обеспечить стабилизацию углового положения ракеты во время полета на переходном участке. Для этого на второй ступени установлена специальная система малой тяги.

При движении на переходном участке траектории происходит набор высоты и снижение скорости по сравнению с соответствующими параметрами в момент первого выключения двигателя второй ступени. Вблизи апогейной точки эллипса этот двигатель включается повторно, чтобы довести скорость второй ступени до требуемой круговой.

При достижении заданной скорости происходит выключение двигателя второй ступени и отделение КА. Продолжительность полета на переходном участке в зависимости от требуемой высоты выведения КА изменяется от 500 до 3300 с, в связи с этим общая продолжительность активного участка траектории может достигать по времени 3800 с.

Выведение КА на низкие орбиты с высотой до 400 км может осуществляться с одним включением двигателя второй ступени.

Траектория полета состоит из двух участков: участка полета первой ступени и участка полета второй ступени.

После прохода плотных слоев атмосферы на высоте 75 км сбрасываются створки головного обтекателя. В конце второго участка траектории, когда скорость второй ступени вместе с КА достигает требуемого значения, двигатель второй ступени выключается, после чего происходит отделение КА и начинается пассивный полет аппарата по орбите.

Чтобы исключить влияние корпуса второй ступени на траекторию движения КА, после выключения двигателя происходит отделение ступени от КА и ее увод (за счет работы тормозного двигателя) с траектории движения КА.

Вывод КА может осуществляться не только на круговые, но и на эллиптические орбиты. В последнем случае КА выводится в перигейную точку эллипса.

Общая продолжительность активного участка при такой схеме выведения составляет по времени 470-500 с.

Дата добавления: 2014-11-16