К сожалению, в последнее время тема различных аварий при выведении космических аппаратов не теряет актуальности, поэтому (исходя из собственного опыта) хотелось бы рассказать о том, какие задачи решают инженеры при возникновении такой нештатной ситуации. В статье рассказывается о возможных вариантах развития событий в случае нештатного выведения космического аппарата на примере завершения функционирования телекоммуникационного спутника «Экспресс - АМ4» после отказа разгонного блока «Бриз-М». Также немного расскажу о том, что делается в мире для уменьшения рисков столкновения космических аппаратов при нештатном выведении.

Введение

Для начала стоит сказать пару слов о себе. Основной моей работой является баллистическое обеспечение спуска пилотируемых и непилотируемых космических аппаратов на Землю. Сюда относятся как непосредственная оперативная работа, так и разработка для нее программного обеспечения.

Теперь немного определений:
Под нештатным выведением нужно понимать выведение космического аппарата на нерасчетную орбиту, на которой он может просуществовать какое-то время. Вариант, когда сразу «пошло что-то не так» рассматривать бессмысленно, так как в этом случае сделать уже ничего нельзя.

Зачем вообще нужно что-то делать с аппаратом при аварии на выведении?

В первую очередь, находясь на нерасчетной орбите космический аппарат, может представлять угрозу столкновения для других действующих аппаратов. Ну а во-вторых, в случае столкновения космического аппарата с космическим мусором (численность которого с каждым днем увеличивается), велика вероятность детонации оставшегося на борту топлива и образования большого количества осколков.

Одним из примеров нештатного выведения на орбиту был спутник «Экспресс-АМ4». В августе 2011 года он должен был быть запущен на геостационарную орбиту (высота 35786 км) для предоставления телекоммуникационных услуг населению. Однако из-за аварии разгонного блока, он остался на орбите с минимальной высотой 655 км, а максимальной 20430 км. На этой высоте спутник представлял угрозу для большого количества космических аппаратов, включая группировки GPS и ГЛОНАСС (их высота 19000 – 20000 км).

Варианты развития событий

В зависимости от вида аварии при выведении, рассматриваются 3 основных варианта дальнейшего развития событий:

1. Продолжение миссии с учетом возникшей нештатной ситуации.
2. Перевод аппарата на безопасную орбиту (орбиту захоронения).
3. Затопление аппарата в заданном районе Мирового океана.

В случае с «Экспресс-АМ4» вариант с продолжением миссии был невозможен, так как на собственных двигателях добраться до геостационарной орбиты было невозможно. В связи с этим были детально рассмотрены два последних варианта.
Начнем с безопасной орбиты (тут буквально в двух словах). Суть задачи была в том, чтобы с помощью орбитального каталога определить параметры орбиты, на которой спутник представлял бы наименьшую опасность для других космических аппаратов, а затем рассчитать схему перелета на эту орбиту с минимальными остатками топлива на борту. В итоге орбита захоронения была выбрана со следующими характеристиками: минимальная высота 12000 км, максимальная высота 15500 км. Для перелета на эту орбиту нужны были 3 включения двигателя: 1-й для повышения перигея, 2-й для понижения апогея и 3-й для полной выработки топлива и окончательного перехода на заданную орбиту.

В теории вариант с орбитой захоронения был неплох, однако с точки зрения практики он был довольно сложен в реализации (из-за особенностей интервала включения двигателей, особенностей ориентации аппарата и т.д.), да и гарантировать точный выход на заданную орбиту с полной выработкой топлива никто не смог бы. Поэтому основным вариантом стало затопление спутника в заданном районе Мирового океана.

Тут стоит немного пояснить: прежде чем сводить что-либо с орбиты, необходимо согласовать район падения с различными организациями, это нужно, прежде всего, для обеспечения безопасности местного населения. У России есть договор об использовании района Тихого океана в Южном полушарии для затопления грузовиков «Прогресс». Таким образом, при затоплении «Экспресса» в первую очередь рассматривались варианты прицеливания именно в этот район. Но из-за особенностей орбиты (аргумент широты перигея находился в Северном полушарии) использование этого района не представлялось возможным. Пришлось искать район в Северном полушарии. Ничего лучше места между Западным побережьем США и Японией не нашлось, поэтому решено было топить «Экспресс» именно там.

Также для страховки был выбран резервный район (на картинке он поменьше). Для обоснования возможности затопления спутника в эти районы, для разных временных промежутков были просчитаны траектории падания. Как видно из рисунка, все они удовлетворяли условию попадания в заданный район.

Оперативная работа

Дальше было самое интересное – непосредственная реализация. Сразу скажу, что все управление спутником осуществлялось из ЦУП г. Тулуза, и все работы проводились совместно с французскими коллегами. Утвержденная схема затопления показана на рисунке.

Немного поясню: чтобы свести космический аппарат с высокоэллиптической орбиты, необходимо затормозить его в апогее, при этом понижается перигей, и аппарат входит в плотные слои атмосферы. В данном случае тяга двигателей спутника не позволяла достаточно быстро отработать тормозной импульс, поэтому была выбрана схема, при которой спутник достигал апогея орбиты на середине работы двигательной установки. Это позволяло отрабатывать тормозной импульс с максимальной эффективностью.

Для повышения надежности, любые динамические операции на космических кораблях стараются проводить в зоне радиовидимости наземных пунктов. Так как включение двигателя происходило не над территорией России, а отечественная орбитальная группировка спутников-ретрансляторов не так хорошо развита, пришлось использовать наземные станции партнеров в г. Уралла (Австралия) и в г. Пекин (Китай). По их данным 25 марта 2012г. в расчетные времена были зафиксированы включение и выключение двигателя. После этого были проведены расчеты, которые подтвердили затопление спутника в заданном районе.

Заключение

На данном этапе развития космической техники, далеко не с каждым аппаратом можно что-либо сделать в случае нештатной ситуации при выведении. В первую очередь это связано с дороговизной каждого килограмма, выведенного на орбиту. Например, с целью повышения времени работы спутников на геостационарной орбите, на них ставят электроракетные двигательные установки, которые обладают очень малой тягой. При аварии со спутником с такими двигателями становится невозможными ни переход на безопасную орбиту, ни его затопление.

На встрече с французскими производителями спутников они выразили заинтересованность в дальнейшем исследовании возможностей парирования нештатных ситуаций при выведении. Сейчас работы ведутся в направлении исследования возможности дополнительной установки двигателей, проработки системы ориентации и еще многих других компонентов спутника. Возможно, в скором времени, на спутниках будут ставить оборудование, способное при нештатном выведении автономно принимать решения о дальнейших своих действиях.

Конечно, в одну статью не уместить все особенности возвращения космических аппаратов на Землю, но для начала, думаю, хватит.

Вернемся на время к проекту №7 «Супернебоскреб». Представим себе, что мы находимся в нашем супернебоскребе на высоте h > 35,9·10 3 км над поверхностью Земли, то есть стоим на потолке вниз головой. Ясно, что на тот же потолок мы можем без проблем положить тот самый массивный шар, о котором говорит барон. Если мы теперь привяжем этот шар легким и прочным тросом к полу, то трос будет натянут (рис. 8.1). То есть шар будет иметь «желание» упасть на потолок, на котором мы стоим.

Если мы теперь выбросим конец троса в окно так, чтобы его нижний конец достал до земли и у самой земли закрепим конец троса, то шар натянет весь трос (если, конечно, масса троса значительно меньше массы шара).

Теперь привяжем к нижнему концу троса спутник, который мы собираемся вывести на орбиту, а потолок, на котором стоит шар, аккуратно раздвинем. Тогда шар начнет сам (!) подниматься вверх, увлекая за собой привязанный внизу спутник. И, заметьте, никакой энергии к нашему шару со стороны мы вроде бы не подводим!

Подождем, когда наш спутник поднимется на высоту h = 35,9·10 3 км (именно на этой высоте тела находятся в невесомости), остановим его, отсоединим от троса и... легким толчком аккуратно вытолкнем в окно. И наш спутник сразу же станет реальным спутником Земли, который движется по так называемой геостационарной орбите: он совершает вращение вокруг центра Земли с периодом обращения 24 ч и при этом всё время как бы «висит» над одной и той же точкой земной поверхности.

Заметим, что с точки зрения физики этот спутник ничем не будет отличаться от жильца, который будет висеть между полом и потолком в своей квартире, расположенной на высоте h = 35,9·10 3 км над поверхностью Земли! Так что теоретически замысел барона совершенно правильный.

Теперь ответим на вопросы его оппонентов.

Инженер интересуется, какой высоты должна быть наша башня. Ясно, что значительно выше 35,9·10 3 км. Причем чем выше - тем лучше. Ведь чем больше расстояние от шара до центра Земли, тем сильнее центробежный эффект!

Бизнесмен весьма оптимистически надеется, что данная башня позволит сэкономить кучу денег на запуске космических ракет. Он, безусловно, прав, но с одной маленькой оговоркой: экономия начнется после того , как башня будет построена, а до того - одни сплошные расходы. Есть основания полагать, что подобное строительство - довольно затратное мероприятие.

Самое серьезное возражение высказал Профессор: он полагает, что предложенный проект - это проект очередного вечного двигателя, который производит работу, не потребляя никакой энергии. А сам факт существования вечного двигателя противоречит закону сохранения энергии!

Профессор прав: вечный двигатель в принципе невозможен, но предложенная модель - это не вечный двигатель. На самом деле подъем шара вверх за счет центробежного эффекта происходит за счет энергии вращения Земли. То есть чем выше будет подниматься шар по нашей башне, тем медленнее будет вращаться Земля вокруг своей оси! Докажем это.

Для выведения КА на орбиту ракета-носитель должна сообщить ему вполне определенную скорость, как по величине, так и по направлению при заданных коорди­натах конца полета. Это обеспечивается программой выведе­ния, полет по которой происходит при воздействии на РН орга­нов управления. Путь, проходимый ракетой-носителем при вы­ведении космического аппарата на орбиту, называют траек­торией полета (рис. 3.14) и характеризуют активным и пассивным участками. Активный участок полета – это полет ступеней ракеты-носителя с работающим двигателем, пассивный участок – полет отработавших ракетных блоков после их отделения от ракеты-носителя. Возможен также полет ракеты-носителя в так называемом импульсном режиме, т. е. с перерывами в работе двигателей.

Рис. 3.14. Траектория ракеты-носителя:

1 - Земля; 2 - вертикальный участок полета; 3 - активный участок полета I ступе­ни;

4 - активный участок полета II ступени; 5 - активный участок полета III ступе­ни;

6 - орбита КА; 7 - пассивный участок полета ракетного блока II ступени;

8- пассивный участок полета ракетного блока I ступени; 9 - местный горизонт;

10 - направление радиуса Земли

Ракета-носитель, стартуя вертикально, выходит затем на криволинейный участок траектории полета, обеспечивающий постепенное уменьшение угла наклона ее оси по отношению к местному горизонту. Для уменьшения потерь скорости ракеты-носителя от аэродинамического сопротивления желательно как можно более быстрое прохождение ею плотных слоев атмосфе­ры и приближение ее траектории полета к горизонтальной только после выхода из этих слоев. В плотных слоях атмосфе­ры РН, как правило, движется по траектории, близкой к траек­тории с нулевой подъемной силой, что обеспечивает снижение нагрузок, вызываемых аэродинамическими силами при больших углах атаки, на ее корпус.

Одним из основных вопросов, связанных с траекторией по­лета, является вопрос ее оптимизации, т. е. определения такой траектории, при движении по которой критерий оптимально­сти (высота орбиты, величина полезного груза и т. д.) дости­гает своего максимального (минимального) значения. В этом случае обычно решают две задачи: первую - определение оптимальной траектории полета ракеты-носителя при извест­ных ее параметрах и вторую - определение параметров РН при известных требованиях к траектории ее полета, т. е. за­дачу оптимального конструирования.

Как правило, ракеты-носители сообщают космическому ап­парату только первую космическую скорость и выводят его или на круговую, или на эллиптическую орбиту. Достижение второй и третьей космических скоростей более выгодно за счет энер­гетики самого КА, стартующего в этом слу­чае с опорной орбиты ИСЗ.

Параметры определяющие конечную скорость ракеты-носителя. В общем случае движение ракеты-носителя характеризуется достаточно сложной системой уравнений (Аппазов Р. Ф., Лавров С, С., Мишин В. П. Баллистика управляемых ракет дальнего действия. М., Наука, 1966,), одно из которых, учитывающее лишь основные силы, действующие на ракету-носитель в полете, можно записать в виде

, (3.1)

где V - скорость ракеты-носителя;

τ - время полета;

Р - тяга двигателя;

X - сила аэродинамического сопротивления;

m - текущая масса РН (масса в данный мо­мент времени);

g - ускорение силы земного тяготения;

θ - угол наклона касательной к траектории полета относи­тельно горизонта.

Для выявления параметров, определяющих конечную ско­рость РН, воспользуемся преобразованиями уравнения (3.1), в соответствии с которыми конечная скорость ракеты-носителя

где ; (3.3)

; (3.4)

– относительная масса РН – безразмерный коэффициент, характеризующий ее текущую массу; m 0 и т –стартовая и текущая массы ракеты-носителя соот­ветственно; – нагрузка на мидель – стартовый вес, приходящийся на единицу площади максимального поперечного сечения РН; S м – площадь миделя; и – удельный импульс ракетного двигателя на уровне море и в пустоте соответственно; – безразмерный коэффициент, характеризующий тяговооруженность РН; P 0 – стартовая (на уровне моря) тяга РН; – скорость напор; V – текущая скорость РН; р 0 – давление атмосферы на уровне моря; ρ и р – текущие плотность и давление атмосферы в точке нахождения РН в данный момент времени; С Х – безразмерный коэффициент силы аэродинамического сопротивления.

Из уравнений (3.2) – (3.5) следует, что конечная скорость ракеты-носителя определяется конструктивно-энергетическими параметрами: относительной конечной массой μ к, удельным импульсом двигателя и , тяговооруженностью РН, характеризуемой величиной ν 0 , аэродинамической компоновкой, характеризуемой значениями Р м и С Х, и параметрами траектории (программой изменения угла θ , изменением скоростного напора q и давления окружающей среды р по времени полета). Относительная конечная масса РН

, (3.6)

где m пг – масса полезного груза; m кон – масса элементов конструкции корпуса РН и ее систем; m то – масса остатков топлива; m гн – масса газов наддува; m 0 – стартовая масса РН.

Величина μ к определяется совершенством конструкции корпуса, агрегатов и систем ракеты-носителя, а также совершенством двигателя и топливной системы, которые определяют величину остатков топлива и конечную массу газов наддува топливных баков. Совершенство конструкции корпуса, агрегатов и систем зависит от искусства конструктора, принятой компоновочной схемы, развития материаловедения и уровня нагрузок, определяемых, степенью оптимизации траектории полета.

Чем меньше величина μ к тем большую скорость развивает РН в конце своего полета.

Удельный импульс двигателя зависит от типа двигательной установки (РДТТ, ЖРД, ЯРД), компонентов топлива (рабочего тела) и уровня развития двигателестроения. Последний характеризуется совершенством конструкции двигателя (наличием или отсутствием непроизводительных потерь компонентов топлива), совершенством процессов сгорания топлива и степенью расширения продуктов сгорания. Чем выше удельный импульс двигателя , тем дольше конечная скорость ракеты-носителя.

Тяговооруженность РН – имеет двойственное влияние на величину конечной скорости. Ее возрастание приводит к уменьшению времени полета и увеличению скорости прохождения плотных слоев атмосферы (увеличению скоростных напоров), уменьшению затрат, энергии на преодо­ление силы земного тяготения и увеличению их на преодоление сил аэродинамического сопротивления. Одновременно возрастают нагрузки, действующие на корпус РН, что обусловливает увеличение ее конечной массы. Сложный характер влияния тяговооруженности ракеты-носителя на величину ее конечной скорости при конкретном проектировании приводит к необходимости совместной оптимизации параметров РН и траектории ее полета.

Влияние аэродинамической компоновки ракеты-носителя на ее конечную скорость определяется нагрузкой на мидель Р м и коэффициентом силы аэродинамического сопротивления С Х, при этом коэффициент С Х является прямым показателем совершенства аэродинамической компоновки, а Р м – косвенным, хотя и более наглядным. Совершенство аэродинамической ком­поновки простых компоновочных схем (моноблочные, без большого количества элементов, выступающих над обводами корпуса, с ограниченным количеством двигателей и т. п.) достаточно хорошо характеризуется величиной Р м, а аэродинамическое совершенство более сложных компоновочных схем – коэффициентом С Х. Аэродинамическое совершенство может характеризоваться безразмерным коэффициентом

где – относительная масса полезного груза при произвольной нагрузке на мидель;

μ пг 10 000 – относительная масса полезного груза при Р м =10 000 кгс/м.

Схемы выведения на орбиту космического аппарата.

Скорость, необходимая для выведения КА на круговую орбиту в центральном поле тяготения Земли, определяется по формуле:

где g = 9,81 м/с2 − ускорение свободного падения; R = 6 371 км − средний радиус Земли; Н − высота орбиты КА над поверхностью Земли.

Значение этой скорости при H=0 называют первой космической скоростью (~ 7 900 м/с). Для низкой круговой орбите H=200 км (базовая орбита) скорость движения КА равна 7 791 м/с, для геостационарной орбиты H=35 809 км – 3 076 м/с.

Для эллиптических орбит конечные скорости V э = 7 900…11 200 м/с. Полет КА по параболе с энергетической точки зрения характеризуется так называемой второй кос­мической скоростью, равной V п ≈ 11 200 м/с, которая по­зволяет преодолеть земное притяжение. Движение по параболе относительно Земли возможно только в случае отсутствия других сил воздействия, кроме силы земного тяготения.

Гиперболические орбиты характеризуются скоростями V г > 11 200 м/с, куда входит и третья космическая скорость (V г ≈ 16 700 м/с) – наименьшая начальная скорость, при ко­торой КА может преодолеть не только земное, но и солнечное притяжение и покинуть Солнечную систему.

Следует учитывать, что за счет вращения Земли РН с КА приобретает некоторую начальную скорость, которая при запуске в восточном направлении составляет: на экваторе – 465 м/с, а на широте российского космодрома Плесецк – 210 м/с.

На практике реализуются различные методы выведения КА на орбиту, каждый из которых влияет на многие параметры, такие как требуемая энергия, программа изменения тяги, параметры ступеней РН, продолжительность выведения, условия видимости участков выведения с определенных пунктов и другие. Однако главным требованием, определяющим выбор типа выведения, остается требование минимизации энергии. Различают три основных типа вывода:

− полностью активный вывод (прямое выведение);

− баллистический вывод;

− эллиптический вывод (с участком движения по перигейной круговой орбите радиуса, равного перигейному расстоянию переходной орбиты или без него).

При прямом выведении имеется лишь один активный участок, параметры движения в конце которого должны совпадать с требуемыми орбитальными параметрами движения КА. Этот тип вывода по сравнению с двумя последующими типами вывода является менее экономичным поскольку с увеличением продолжительности активного участка возрастает расход энергии на преодоление гравитационных сил. По этому методу целесообразно осуществлять выведение КА только на низкие (до 400 км) орбиты. При этом важное значение приобретают вопросы выбора оптимальной программы движения РН, обеспечивающей минимум расхода энергии.

При баллистическом выводе реализуются траектории, подобные траекториям МБР, которые представляют собой дуги эллиптических траекторий в центральном поле тяготения. При этом вершина эллиптической траектории должна касаться орбиты, на которую выводится КА. В вершине траектории КА сообщается дополнительный импульс до требуемой орбитальной скорости (второй активный участок). Данный метод по сравнению с другими обладает следующими свойствами: меньше время полета, прямая видимость во время выведения, более благоприятные условия для спасения отдельных ступеней РН. Граница высот, для которых баллистический тип вывода оказывается более приемлемым с точки зрения расхода энергии составляет около 1 000 км.

При эллиптическом выводе КА вначале выводится на круговую орбиту малой высоты (180…200 км), на которой (сразу или спустя некоторое время) он разгоняется до перигейной скорости переходного эллипса (траектории Гомана), в апогее которого, касающегося заданной орбиты, КА разгоняется до требуемой орбитальной скорости.

Широкое применение в космонавтике находит геостационарная орбита (ГСО), расположенная в плоскости экватора с высотой над поверхностью земли 35 809 км. Наклонение и эксцетриситет этой орбиты равны нулю, движение происходит в восточном направлении с периодом равным суточному вращению Земли (23 ч 56 мин 4 сек).

Наиболее выгодным с энергетической точки зрения является выведение КА на ГСО со стартовых площадок, расположенных на экваторе. Запуск КА на геостационарную орбиту с космодромов России является более сложным, так как требует дополнительного изменения плоскости орбиты КА. Этот энергоемкий маневр осуществляется, как правило, с помощью специальных многократно включаемых ступеней РН – разгонных блоков (РБ). При этом используются способы выведения, включающие в себя пассивные участки и опорные орбиты. Практическое применение в настоящее время для выведения КА на ГСО нашли двух- и трехимпульсные схемы выведения, а также использование для поворота плоскости орбиты гравитационного поля Луны. Разгонные блоки используются также для выведения КА на межпланетные траектории.

При выводе спутника на орбиту ракета-носитель обычно сообщает ему начальную скорость после пересечения плотных слоев атмосферы, на высоте, не меньшей 140 км. В момент, когда достигнута необходимая орбитальная скорость, двигатель последней ступени ракеты-носителя выключается. Далее от этой ступени могут отделяться один или несколько искусственных спутников, предназначенных для разных целей. В момент отделения спутник получает небольшую дополнительную скорость. Поэтому начальные орбиты спутника и последней ступени ракеты-носителя всегда несколько отличаются между собой.

Помимо одного или нескольких спутников с той или иной аппаратурой и последней ступени ракеты-носителя обычно на близкие орбиты выводятся и некоторые детали, например, части носового обтекателя, защищающего спутник при прохождении плотных слоев атмосферы, и т. п.

В принципе начальной точкой движения спутника может быть любая точка его орбиты, но характеристическая скорость РН будет минимальной, если активный участок кончается вблизи перигея. В случае, когда перигей находится вблизи плотных слоев атмосферы, особенно важно, чтобы приобретенная спутником при разгоне скорость не была меньше заданной величины и чтобы ее направление минимально отклонялось от горизонтального (рис. 3.15, а, б). В противном случае спутник войдет в плотные слои атмосферы, не завершив и одного оборота.

Если запланированная орбита расположена достаточно высоко, то небольшие ошибки не грозят гибелью спутнику, но из-за них полученная орбита, даже если не пересечет плотные слои атмосферы, может оказаться непригодной для намеченных научных целей. Участок выведения на орбиту обычно включает в себя один или больше пассивных интервалов. При высоком перигее орбиты, на которую выводится спутник, пассивный участок выведения может иметь более 10 000 км в длину. Траектория выведения, представляющая собой, вообще говоря, пространственную

кривую, расположена вблизи плоскости орбиты спутника. Если запуск производится точно в восточном направлении, то наклонение плоскости орбиты равно широте места запуска. При этом плоскость орбиты касается параллели. Во всех остальных случаях наклонение орбиты может быть только больше широты космодрома (в частности, при запуске в западном направлении, когда плоскость орбиты также касается параллели космодрома, наклонение должно быть больше 90°). Меньше широты места запуска наклонение орбиты может быть только в том случае, если предусмотрен маневр изменения плоскости орбиты уже после вывода на нее.

Способы выведения спутника на орбиту показаны на рис. 3.16.

На активном участке от ракеты-носителя может отделиться спутник еще до выключения последней ступени. После выключения может отделиться второй спутник. Очевидно, орбиты двух спутников будут различны, но их перигейные высоты будут отличаться мало, так как за время дополнительного разгона последняя ступень не могла подняться слишком высоко. Апогеи же могут находиться различных высотах, ибо даже небольшое увеличение начальной скорости резко поднимает апогей.

Отделение двух спутников на активном участке полета последней ступени было впервые произведено 30 января 1964 г. При этом советский спутник «Электрон-1» был выведен на орбиту с высотой перигея 406 км и высотой апогея 7 145 км, а спутник «Электрон-2» - с высотами соответственно 457 км и 68 000 км. Выбор орбит определялся целями запуска - изучением внутренней и внешней части пояса радиации.

В случаях, когда намеченная орбита спутника круговая на большой высоте, или эллиптическая с высоким перигеем, или эллиптическая с низким перигеем, но с апогеем, расположенным в определенной области пространства, может оказаться необходимым предварительный вывод спутника на низкую промежуточную орбиту. При этом требуются дополнительные импульсы, сообщаемые верхней ступенью ракеты или бортовым двигателем спутника.

Предположим, что имея космодром в точке А (рис. 3.17), мы желаем вывести спутник на эллиптическую орбиту с апогеем, расположенным над точкой А. Разогнав спутник до круговой скорости в точке В, мы выведем его на низкую промежуточную орбиту 1. Если теперь сообщить спутнику в точке С приращение скорости, включив двигатель новой ступени или повторно включив предыдущую ступень, то спутник перейдет на эллиптическую орбиту с апогеем), расположенным над А. Подобный прием используется при запусках советских спутников связи типа «Молния», апогей которых должны располагаться на высоте приблизительно 40000 км непременно над северным полушарием (но, конечно, не обязательно над космодромом). Трудность такого запуска в том, что точка С находится вне зоны радиовидимости радиолокационных станций слежения.

Если в апогее эллиптической орбиты сообщить еще одно приращение скорости, то можно перевести спутник на новую орбиту. В частности, если довести скорость в точке D до местной круговой, то спутник перейдет на круговую орбиту 3. Если точка D находится на высоте 35 800 км, то мы получим суточный спутник с орбитальной скоростью 3,08 км/сек, а если вдобавок космодром и а орбита находятся в плоскости экватора, то стационарный. Если же точка А не находится на экваторе, то понадобится в момент пересечения экваториальной плоскости еще одним импульсом исправить положение плоскости орбиты. Положение точки С на промежуточной орбите 1 выбирается с таким расчетом, чтобы стационарный спутник находился над заданной точкой экватора. Обычно вследствие погрешностей в периоде обращения спутника это удается не сразу. Спутник начинает медленно «дрейфовать» на восток или на запад, и необходимы дополнительные коррекции орбиты, чтобы остановить его над заданной точкой, а впоследствии и компенсировать неизбежные возмущения. Наконец, в апогее промежуточной орбиты 2 (не обязательно на высоте 35 800 км) можно превысить с помощью бортового двигателя местную круговую скорость, и тогда точка D станет перигеем новой эллиптической орбиты 4. Таким путем выводятся спутники на эллиптические орбиты с высокими перигеями. В качестве примера можно указать американский спутник связи «Реле-2», запущенный 21 января 1964 г. на орбиту с перигеем на высоте 2 091 км и апогеем на высоте 7 411 км.

Любопытно, что, используя две промежуточные орбиты 1 и 2 (рис. 3.17), можно с помощью одной ракеты-носителя вывести два спутника на одну и ту же круговую орбиту (или почти одну и ту же) так, чтобы они находились одновременно в двух существенно разных точках этой орбиты. Для этого достаточно после вывода одного спутника на орбиту 3 в точке D позволить второму спутнику совершить целое обращение по орбите 2, чтобы при новом приходе в апогей D быть, наконец, выведенным на орбиту 3. Можно так подобрать периоды обращения орбит 2 и 3, чтобы оба спутника оказались друг от друга на заданном расстоянии по дуге орбиты (в принципе даже на концах одного диаметра). Таким путем в США в 1963, 1964, 1965 и 1967 гг. были выведены на круговые орбиты высотой примерно 100 000 км четыре пары спутников-инспекторов «Вела-Хоутел» (для обнаружения ядерных взрывов в космосе), причем один спутник в паре опережал на 130 - 140° другой. При всех запусках на промежуточной орбите 2 оставался еще и третий, научный спутник.

Процесс выведения ИСЗ на стационарную орбиту (рис. 3.18) поэтапно можно представить следующим образом (рис. 3.18, а):

– запуск со стартовой позиции, находящейся вблизи от экватора, в восточном направлении на орбиту ожидания высотой 185...250 км;

– в момент пересечения экваториальной плоскости перевод спутника с орбиты ожидания на промежуточную орбиту, апогей которой совпадает с высотой синхронной орбиты;

– проведение необходимых манёвров по ориентации на промежуточной орбите для подготовки к включению апогейного двигателя;

– после совершения нескольких витков по переходной орбите переход с помощью апогейного двигателя на орбиту близкую к круговой;

– точный перевод ИСЗ в точку над заданной долготой и коррекция его периода обращения и эксцентриситета орбиты; перевод ИСЗ (если требуется) из режима стабилизации вращением в режим стабилизации по трем осям и развертывание солнечных батарей;

– периодическая коррекция параметров орбиты для обеспечения нахождения ИСЗ над заданной точкой земной поверхности.

Возможно выведения ИСЗ на орбиту по схеме, представленной на рис. 3.18, б.

Подобно тому, как места в театре позволяют по-разному взглянуть на представление, различные орбиты спутников дают перспективу, каждая из которых имеет свое назначение. Одни кажутся висящими над точкой поверхности, они обеспечивают постоянный обзор одной стороны Земли, в то время как другие кружат вокруг нашей планеты, за день проносясь над множеством мест.

Типы орбит

На какой высоте летают спутники? Различают 3 типа околоземных орбит: высокие, средние и низкие. На высокой, наиболее удаленной от поверхности, как правило, находятся многие погодные и некоторые спутники связи. Сателлиты, вращающиеся на средней околоземной орбите, включают навигационные и специальные, предназначенные для мониторинга конкретного региона. Большинство научных космических аппаратов, в том числе флот системы наблюдения за поверхностью Земли НАСА, находится на низкой орбите.

От того, на какой высоте летают спутники, зависит скорость их движения. По мере приближения к Земле гравитация становится все сильнее, и движение ускоряется. Например, спутнику НАСА Aqua требуется около 99 минут, чтобы облететь вокруг нашей планеты на высоте около 705 км, а метеорологическому аппарату, удаленному на 35 786 км от поверхности, для этого потребуется 23 часа, 56 минут и 4 секунды. На расстоянии 384 403 км от центра Земли Луна завершает один оборот за 28 дней.

Аэродинамический парадокс

Изменение высоты спутника также изменяет его скорость движения по орбите. Здесь наблюдается парадокс. Если оператор спутника хочет повысить его скорость, он не может просто запустить двигатели для ускорения. Это увеличит орбиту (и высоту), что приведет к уменьшению скорости. Вместо этого следует запустить двигатели в направлении, противоположном направлению движения спутника, т. е. совершить действие, которое на Земле бы замедлило движущееся транспортное средство. Такое действие переместит его ниже, что позволит увеличить скорость.

Характеристики орбит

В дополнение к высоте, путь движения спутника характеризуется эксцентриситетом и наклонением. Первый относится к форме орбиты. Спутник с низким эксцентриситетом движется по траектории, близкой к круговой. Эксцентричная орбита имеет форму эллипса. Расстояние от космического аппарата до Земли зависит от его положения.

Наклонение - это угол орбиты по отношению к экватору. Спутник, который вращается непосредственно над экватором, имеет нулевой наклон. Если космический аппарат проходит над северным и южным полюсами (географическими, а не магнитными), его наклон составляет 90°.

Все вместе - высота, эксцентриситет и наклонение - определяют движение сателлита и то, как с его точки зрения будет выглядеть Земля.

Высокая околоземная

Когда спутник достигает ровно 42164 км от центра Земли (около 36 тыс. км от поверхности), он входит в зону, где его орбита соответствует вращению нашей планеты. Поскольку аппарат движется с той же скоростью, что и Земля, т. е. его период обращения равен 24 ч, кажется, что он остается на месте над единственной долготой, хотя и может дрейфовать с севера на юг. Эта специальная высокая орбита называется геосинхронной.

Спутник движется по круговой орбите прямо над экватором (эксцентриситет и наклонение равны нулю) и относительно Земли стоит на месте. Он всегда расположен над одной и той же точкой на ее поверхности.

Орбита «Молния» (наклонение 63,4°) используется для наблюдения в высоких широтах. Геостационарные спутники привязаны к экватору, поэтому они не подходят для дальних северных или южных регионов. Эта орбита весьма эксцентрична: космический аппарат движется по вытянутому эллипсу с Землей, расположенной близко к одному краю. Так как спутник ускоряется под действием силы тяжести, он движется очень быстро, когда находится близко к нашей планете. При удалении его скорость замедляется, поэтому он больше времени проводит на вершине орбиты в самом дальнем от Земли краю, расстояние до которого может достигать 40 тыс. км. Период обращения составляет 12 ч, но около двух третей этого времени спутник проводит над одним полушарием. Подобно полусинхронной орбите сателлит проходит по одному и тому же пути через каждые 24 ч. Используется для связи на крайнем севере или юге.

Низкая околоземная

Большинство научных спутников, многие метеорологические и космическая станция находятся на почти круговой низкой околоземной орбите. Их наклон зависит от того, мониторингом чего они занимаются. TRMM был запущен для мониторинга осадков в тропиках, поэтому имеет относительно низкое наклонение (35°), оставаясь вблизи экватора.

Многие из спутников системы наблюдения НАСА имеют почти полярную высоконаклонную орбиту. Космический аппарат движется вокруг Земли от полюса до полюса с периодом 99 мин. Половину времени он проходит над дневной стороной нашей планеты, а на полюсе переходит на ночную.

По мере движения спутника под ним вращается Земля. К тому времени, когда аппарат переходит на освещенный участок, он находится над областью, прилегающей к зоне прохождения своей последней орбиты. За 24-часовой период полярные спутники покрывают большую часть Земли дважды: один раз днем и один раз ночью.

Солнечно-синхронная орбита

Подобно тому как геосинхронные спутники должны находиться над экватором, что позволяет им оставаться над одной точкой, полярно-орбитальные имеют способность оставаться в одном времени. Их орбита является солнечно-синхронной - при пересечении космическим аппаратом экватора местное солнечное время всегда одно и то же. Например, спутник Terra пересекает его над Бразилией всегда в 10:30 утра. Следующее пересечение через 99 мин над Эквадором или Колумбией происходит также в 10:30 по местному времени.

Солнечно-синхронная орбита необходима для науки, так как позволяет сохранять солнечного света на поверхность Земли, хотя он будет меняться в зависимости от сезона. Такое постоянство означает, что ученые могут сравнивать изображения нашей планеты одного времени года в течение нескольких лет, не беспокоясь о слишком больших скачках в освещении, которые могут создать иллюзию изменений. Без солнечно-синхронной орбиты было бы сложно отслеживать их с течением времени и собирать информацию, необходимую для изучения изменений климата.

Путь спутника здесь очень ограничен. Если он находится на высоте 100 км, орбита должна иметь наклон 96°. Любое отклонение будет недопустимым. Поскольку сопротивление атмосферы и сила притяжения Солнца и Луны изменяют орбиту аппарата, ее необходимо регулярно корректировать.

Выведение на орбиту: запуск

Запуск спутника требует энергии, количество которой зависит от расположения места старта, высоты и наклона будущей траектории его движения. Чтобы добраться до удаленной орбиты, требуется затратить больше энергии. Спутники со значительным наклоном (например, полярные) более энергозатратны, чем те, которые кружат над экватором. Выведению на орбиту с низким наклоном помогает вращение Земли. движется под углом 51,6397°. Это необходимо для того, чтобы космическим челнокам и российским ракетам было легче добраться до нее. Высота МКС - 337-430 км. Полярные спутники, с другой стороны, от импульса Земли помощи не получают, поэтому им требуется больше энергии, чтобы подняться на такое же расстояние.

Корректировка

После запуска спутника необходимо приложить усилия, чтобы удержать его на определенной орбите. Поскольку Земля не является идеальной сферой, ее гравитация в некоторых местах сильнее. Эта неравномерность, наряду с притяжением Солнца, Луны и Юпитера (самой массивной планеты Солнечной системы), изменяет наклон орбиты. На протяжении всего своего срока службы положение спутников GOES корректировалось три или четыре раза. Низкоорбитальные аппараты НАСА должны регулировать свой наклон ежегодно.

Кроме того, на околоземные спутники оказывает воздействие атмосфера. Самые верхние слои, хотя и достаточно разрежены, оказывают достаточно сильное сопротивление, чтобы притягивать их ближе к Земле. Действие силы тяжести приводит к ускорению спутников. Со временем они сгорают, по спирали опускаясь все ниже и быстрее в атмосферу, или падают на Землю.

Атмосферное сопротивление сильнее, когда Солнце активно. Так же, как воздух в воздушном шаре расширяется и поднимается при нагревании, атмосфера поднимается и расширяется, когда Солнце дает ей дополнительную энергию. Разреженные слои атмосферы поднимаются, а их место занимают более плотные. Поэтому спутники на орбите Земли должны изменять свое положение примерно четыре раза в год, чтобы компенсировать сопротивление атмосферы. Когда солнечная активность максимальна, положение аппарата приходится корректировать каждые 2-3 недели.

Космический мусор

Третья причина, вынуждающая менять орбиту - космический мусор. Один из коммуникационных спутников Iridium столкнулся с нефункционирующим российским космическим аппаратом. Они разбились, образовав облако мусора, состоящее из более чем 2500 частей. Каждый элемент был добавлен ​​в базу данных, которая сегодня насчитывает свыше 18000 объектов техногенного происхождения.

НАСА тщательно отслеживает все, что может оказаться на пути спутников, т. к. из-за космического мусора уже несколько раз приходилось менять орбиты.

Инженеры отслеживают положение космического мусора и сателлитов, которые могут помешать движению и по мере необходимости тщательно планируют маневры уклонения. Эта же команда планирует и выполняет маневры по регулировке наклона и высоты спутника.