18.4. Согласование схем крепления рн с опорными элементами стартовых сооружений

На РН должны быть предусмотрены узлы сопряжения с опорными элементами стартовых сооружений, которые оказывают влияние на ее компоновочную схему в части передачи усилий от стартовых опор. На рис. 18.5а и 18.5б показаны две из таких схем. На этих рисунках введены следующие обозначения: 1 - фермы для крепления РН; 2 - опоры РН (в районе нижнего силового кольца); 3 - силовое кольцо РН для крепления боковых блоков; 4 - фермы подвески РН; 5 - фермы крепления РН в районе нижних силовых колец.

Если ракета опирается на хвостовой отсек (см. рис 18.5а), то он должен быть силовым. Ракета может опираться на специальные опоры 2 в районе нижнего силового кольца. При установке ракеты из ниш пускового стола выдвигаются откидные опорные элементы 1.

При подъёме РН нагрузки на опорные элементы снимаются и они поворачиваются, не мешая дальнейшему движению ракеты.

а) б)

Рис. 18.5. Схемы крепления РН к опорным элементам стартовых сооружений

Если ракета «подвешена» на элементы фермы 4 (см. рис 18.5б), то на уровне этого сечения должны быть установлены силовые кольца 3. Кроме того, ракета может дополнительно крепиться фермами 5 в районе нижних силовых колец.

Если ракета опирается на хвостовые отсеки центрального и боковых блоков одновременно, то должно быть предусмотрено специальное устройство, например стартово-стыковочное (см. схему на рис. 18.6). На этой схеме введены следующие обозначения: 1 – центральный блок; 2 – боковые блоки; 3 – стартово-стыковочное устройство; 4 – окна для газовых струй; 5 – опоры регулируемые; 6 – зоны расположения элементов крепления.

Рис. 18.6. Схема сопряжения РН со стартово-стыковочным устройством

Стартово-стыковочное устройство может транспортироваться и устанавливаться на стартовый стол отдельно от РН или совместно с РН. В последнем случае РН стыкуется со стартово-стыковочным устройством в монтажно-испытательном корпусе и транспортируется совместно с РН.

18.5. Согласование характеристик рн с расположением космодрома и азимутами пуска

18.5.1. Влияние широты расположения космодрома
и ограничений по азимутам пуска на потребную
характеристическую скорость РН

Ограничения по азимутам пуска связаны с опасностью падения ракетных блоков первых ступеней РН в населенные районы, а также на территории других стран. В любом случае необходимо согласовывать районы падения ступеней с федеральными и местными органами управления или с другими странами.

Напомним, что азимут пуска ракет-носителей - это угол на плоскости горизонта в точке старта, отсчитываемый от направления на Север по часовой стрелке до линии пересечения с плоскостью опорной орбиты, на которую выводится полезная нагрузка. Если запуск РН осуществляется не с экваториальных космодромов, то азимуты пуска будут отличаться от углов наклонения плоскостей орбит, на которые выводятся космические аппараты.

Например, первый пуск ракеты-носителя «Энергия» был ориентирован на полет по трассе с азимутом пуска 63,5 градуса, обеспечивающем наклонение орбиты выведения 50,7 градуса [47].

Азимут пуска РН (без учета вращения Земли) можно рассчитать по следующей зависимости [22]:

,

где i – угол наклонения опорной орбиты;

- широта точки старта РН (или расположения космодрома).

При проектных расчётах приращений потребной характеристической скорости РН достаточно лишь знать углы наклонения орбит, на которые выводятся полезные нагрузки РН с тех или иных космодромов. На рис. 18.7 представлены значения углов наклонения плоскостей орбит, на которые могут быть выведены КА при запуске РН с космодрома Байконур (слева) и с космодрома Плесецк. С космодрома «Восточный» предполагается осуществлять запуски КА на опорные орбиты с базовыми наклонениями 51,7°, 63°, 72°, 83° и 98°.

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

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

Рис. 18.7. Углы наклонения плоскостей орбит КА
для космодромов Байконур (слева) и Плесецк (справа)

18.5.2. Особенности запуска КА
на солнечно-синхронные орбиты

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

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

При разработке схемы запуска КА на ССО следует учитывать некоторые особенности космодромов. Например, на космодроме Плесецк возможен запуск с углом наклонения плоскости орбиты 98 градусов в северном направлении, а на космодроме Байконур - 95,4° в северном и 97,43° в южном направлении (см. рис. 18.2). При других наклонениях, близких к наклонениям ССО, трасса полета РН проходит над густонаселёнными районами или на территории иностранных государств. В последнем случае требуются дополнительные межгосударственные соглашения.

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

18.5.3. Особенности запуска космических аппаратов
на экваториальные орбиты

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

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

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

Однако при определении места запуска российских КА на экваториальные орбиты следует учитывать, что при запуске их с космодромов или плавучих платформ, расположенных вблизи экватора, необходимо задействовать морские средства транспортировки, что требует дополнительных затрат.