Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
Перспективные космические проекты сдерживаются высокой стоимостью вывода космических аппаратов на орбиту. В работах [1, 2] описывается ожидаемая тенденция увеличения годового трафика на высокую геоцентрическую орбиту и снижение стоимости утилизации. На втором этапе развития космических технологий стоимость запуска должна снизится до 2800 долл. за 1 кг. Основываясь на данных из работы [2], орбитальные бизнес-парки (производство материалов, биотехнология), низкоорбитальные группировки для глобального доступа в Интернет и мониторинг Земли, исследование и колонизация Луны и Марса, космические группировки спутников становятся прибыльными.
Для повышения общей эффективности миссий требуется многокритериальная оптимизация. Критериями являются удельная масса полезной нагрузки, продолжительность утилизации и эксплуатации, стоимость вывода полезной нагрузки на рабочую орбиту и вероятность успешного завершения миссии. В многочисленных работах по проектированию и оптимизации баллистических задач с использованием электродвигателей эти аспекты рассматривались отдельно и в различных комбинациях, но только несколько статей посвящены проблеме в целом.
В статье рассмотрена методика поиска оптимальных значений проектных параметров перспективных многоразовых межорбитальных систем. Транспортные операции по доставке полезного груза осуществляются при помощи космических аппаратов, использующих жидкостные ракетные (ЖРД) и электроракетные двигатели (ЭРД). Основным критерием оптимизации проектных параметров является относительная масса полезного груза. Параметрическая модель массы системы представляет собой сумму масс отдельных подсистем: энергосистемы, включая солнечную батарею; двигательной установки, включая блок накопления энергии, связанный с каждым разгонным блоком; массы топлива; баков, включая систему подачи и хранения топлива; конструкции.
Для расчета пространственных межорбитальных перелётов с традиционными двигательными установками, использована импульсная теория перелётов. Управляемое движение с малой тягой рассчитывалось с использованием приближенных аналитических зависимостей, не учитывающих наличие пассивных участков на траектории [3–6].
Рассматриваются одноразовые и многоразовые транспортные системы. Все виды операций включают в себя маневр утилизации использованного космического аппарата. Для всех рассмотренных постановок задачи получены аналитические выражения для оптимальных конструктивных параметров транспортного космического корабля в зависимости от ожидаемого грузопотока.
Проведена оптимизация проектных и баллистических параметров перелета с низкой околоземной орбиты с большим наклонением на геостационарную орбиту. Результаты расчетов позволяют сделать вывод, что для системы с последовательным применением ЖРД и ЭРД переходная орбита практически всегда эллиптическая, эксцентриситет которой тем больше, чем меньше заданная продолжительность перелёта. При заданном времени перелета менее 35 суток выгоднее использовать разгонные блоки только с ЖРД, от 35 до 105 суток — с последовательным применением ЖРД и ЭРД, более 105 суток — только с ЭРД.
Таким образом, статья охватывает многие практически важные задачи создания космической техники, которые могут быть использованы для научно-технического обоснования выполнения перспективных космических полётов.
