RU2404091C1 - Method for interorbit transportation of payloads - Google Patents

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to nonexpendable interorbit transport systems. Interorbital vehicle (IOV) equipped with electric thruster (ET) is transferred from low-earth orbit to intermediate high-elliptical orbit (e.g. one-day orbit with inclination of ~ 63°, perigee altitude of ~ 500 km and apocenter altitude of ~ 71250 km). This transition is executed using installed on IOV disposable acceleration unit with high-thrust engine. Then the acceleration unit is separated from IOV. The IOV is transferred from the said intermediate orbit to target orbit along multiturn helical trajectory using low-thrust ET. IOV returning after payload separation on the target orbit is made to the same intermediate orbit where ET is refueled and new payload is mounted. Repeating cycles of payload transportation to the target orbit is executed from this intermediate orbit. Payloads can be delivered by IOV for instance to geostationary orbit or to neutral point L₁ of earth-moon system.

EFFECT: reducing duration of transport operations, rising resource of energy-propulsion plant, increasing number of IOV usage cycles and weight of payload delivered to the target orbit.

7 cl, 4 dwg, 3 tbl

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к транспортным системам межорбитального маневрирования многократного применения.The invention relates to rocket and space technology, in particular to transport systems of interorbital maneuvering of multiple applications.

Известен способ перелета с орбиты искусственного спутника земли (ОИСЗ) на орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ) космического аппарата (КА) "SMART-1" с помощью электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) [1]. Способ включает многовитковый разгон КА, прохождение в окрестности точки либрации L₁ и перевод на орбиту спутника Луны. Недостатком известного способа перелета с электроракетным двигателем ЭРД является то, что из-за малой тяги двигателя продолжительность миссии составила полтора года.A known method of flight from the orbit of an artificial earth satellite (OIZZ) to the orbit of an artificial moon satellite (ISL) of the spacecraft (SC) "SMART-1" using an electric rocket propulsion system (ERD) [1]. The method includes multi-turn SC acceleration, passage in the vicinity of the libration point L ₁ and transfer to the orbit of the moon’s satellite. The disadvantage of this method of flight with an electric propulsion engine ERE is that due to the low thrust of the engine, the duration of the mission was one and a half years.

Наиболее близким по совокупности существенных признаков является способ перелета с низкой околоземной орбиты на ОИСЛ, предусматривающий использование межорбитального транспортного аппарата (МТА) с солнечной электроракетной двигательной установкой [2].The closest set of essential features is the method of flight from a low Earth orbit to the OISL, which involves the use of an interorbital transport vehicle (MTA) with a solar electric propulsion system [2].

Известный способ включает последовательность циклов транспортировки грузов с низкой околоземной орбиты на орбиту искусственного спутника Луны с перелетом обратно. Схема полета «ОИСЗ-ОИСЛ» с использованием ЭРД на всех этапах перелета включает геоцентрический и селеноцентрический участки полета. Движение на первом участке выполняется по многовитковой спирали в геоцентрической системе координат, а на втором участке - по многовитковой спирали в селеноцентрической системе координат. После отделения полезной нагрузки на ОИСЛ аппарат возвращается на околоземную орбиту. Многоразовым МТА с ресурсом на пять полетов в первом пуске выводится сам аппарат, в последующих пусках выводится дополнительное топливо для челночных операций «орбита Земли - орбита Луны - орбита Земли». В каждой экспедиции на орбиту ИСЛ выводится полезная нагрузка.The known method includes a sequence of cycles of transportation of goods from low Earth orbit into the orbit of an artificial moon satellite with a flight back. The “OIZZ-OISL” flight scheme with the use of electric propulsion at all stages of the flight includes geocentric and selenocentric sections of the flight. The movement in the first section is carried out in a multi-turn spiral in a geocentric coordinate system, and in the second section in a multi-turn spiral in a selenocentric coordinate system. After separation of the payload into the ISIS, the device returns to near-Earth orbit. The reusable MTA with a life of five flights in the first launch displays the device itself, in subsequent launches additional fuel for shuttle operations “Earth orbit - Moon orbit - Earth orbit” is displayed. In each expedition, a payload is put into the orbit of the ISL.

Недостатками прототипа является ограниченное целевое назначение (операции «орбита ИСЗ-орбита ИСЛ»), длительность перелета по маршруту «орбита ИСЗ-орбита ИСЛ», составляющая 250 суток, время обратного перелета МТА 90 суток. При современном уровне ресурса электроракетных двигателей число циклов полета ограничивается одним-двумя Кроме того, траектория перелета пересекает протонный радиационный пояс, нижняя граница которого находится на высотах 1500 км, верхняя - на 10000 км, с максимумом потока протонов высокой энергии на высоте 3500 км, что приводит к значительной деградации солнечных батарей. В течение полета аппарат 10 раз пересекает радиационный пояс, вследствие чего мощность солнечных батарей падает на 33% [2].The disadvantages of the prototype is the limited purpose (operations "orbit of the satellite orbit ISL"), the duration of the flight along the route "orbit of the satellite orbit ISL", which is 250 days, the time of the return flight MTA 90 days. At the current level of the resource of electric rocket engines, the number of flight cycles is limited to one or two. In addition, the flight path intersects the proton radiation belt, the lower boundary of which is at altitudes of 1,500 km, the upper boundary is at 10,000 km, with a maximum flux of high-energy protons at an altitude of 3,500 km, which leads to significant degradation of solar cells. During the flight, the device crosses the radiation belt 10 times, as a result of which the power of solar panels drops by 33% [2].

Технической задачей данного изобретения является снижение времени выполнения транспортных операций, уменьшение деградации солнечных батарей в радиационных поясах Земли, повышение ресурса энергодвигательной установки, включающей электроракетную двигательную установку (ЭРДУ) и энергетическую установку на базе солнечных батарей, увеличение количества циклов использования МТА и увеличение массы полезного груза, выводимого на орбиту назначения.The technical task of this invention is to reduce the time it takes to carry out transport operations, reduce the degradation of solar panels in the Earth’s radiation belts, increase the resource of an energy propulsion system including an electric propulsion system (ERP) and a power plant based on solar panels, increase the number of MTA cycles and increase the payload mass placed in the orbit of the destination.

Поставленная задача достигается тем, что в способе межорбитальной транспортировки полезных грузов, заключающемся в том, что межорбитальный транспортный аппарат (МТА) с транспортируемым полезным грузом, снабженный электроракетным двигателем малой тяги, переводят с низкой околоземной орбиты на орбиту назначения, отделяют полезный груз на орбите назначения и возвращают МТА на околоземную орбиту, после чего циклы межорбитальной транспортировки полезных грузов повторяют, согласно изобретению МТА предварительно переводят с низкой околоземной орбиты на промежуточную высокоэллиптическую околоземную орбиту с помощью дополнительно установленного на МТА одноразового разгонного блока с двигателем большой тяги, после чего отделяют разгонный блок от МТА, перевод МТА на орбиту назначения осуществляют с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты по многовитковой спиральной траектории с помощью электроракетного двигателя малой тяги, возвращение МТА после отделения полезного груза на орбите назначения осуществляют на промежуточную высокоэллиптическую околоземную орбиту, где производят дозаправку электроракетного двигателя малой тяги и монтаж нового полезного груза, при этом повторение циклов транспортировки полезных грузов на орбиту назначения осуществляют с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты.The problem is achieved in that in the method of interorbital transportation of useful cargo, which consists in the fact that the interorbital transport vehicle (MTA) with the transported payload, equipped with an electric propulsion thruster, is transferred from low Earth orbit to the orbit of destination, the payload is separated into the orbit of destination and return the MTA to near-Earth orbit, after which the cycles of interorbital transportation of payloads are repeated, according to the invention, the MTAs are previously transferred from low okoloz I orbits into an intermediate high-elliptical near-Earth orbit using a disposable booster block with a thrust engine additionally installed on the MTA, after which the booster block is separated from the MTA, the MTA is transferred to the destination orbit from the intermediate high-elliptical near-earth orbit along a multi-turn spiral trajectory using a small electric propulsion engine , the return of the MTA after separation of the payload in the destination orbit is carried out to the intermediate high elliptical near-earth th orbit where refuel electrorocket thruster and installation of a new payload, with the repetition of the transport cycles payloads into orbit assignment is carried out with the intermediate HEO-Earth orbit.

В качестве промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты может быть использована суточная орбита с параметрами: наклонением ~63°, аргументом перигея ~0°, высотой перигея ~500 км и высотой апогея ~71250 км.The daily orbit with parameters: inclination ~ 63 °, argument perigee ~ 0 °, height perigee ~ 500 km and height apogee ~ 71250 km can be used as an intermediate highly elliptical near-Earth orbit.

При этом перевод МТА на промежуточную высокоэллиптическую околоземную орбиту двигателем большой тяги осуществляют при характеристической скорости перелета

In this case, the MTA is transferred to the intermediate high elliptical near-earth orbit by a thrust engine at a characteristic flight speed

Выведение МТА с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты на геостационарную орбиту назначения электроракетным двигателем малой тяги осуществляют при характеристической скорости перелета

м/с.The MTA is launched from the intermediate high-elliptical near-Earth orbit to the geostationary orbit of destination by an electric thruster with low thrust.

m / s

Кроме того, выведение МТА с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты в точку Лагранжа L₁ электроракетным двигателем малой тяги осуществляют при характеристической скорости перелета

м/с, а выведение МТА с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты на орбиту искусственного спутника Луны электроракетным двигателем малой тяги осуществляют при характеристической скорости перелета

м/с.In addition, the removal of MTA from the intermediate high elliptical near-earth orbit to the Lagrange point L _{1 by an} electric thruster with low thrust is carried out at a characteristic flight speed

m / s, and the launch of the MTA from the intermediate high elliptical near-earth orbit into the orbit of an artificial moon satellite by an electric thruster with low thrust is carried out at a characteristic flight speed

m / s

Поставленная задача достигается также тем, что характеристики электроракетного двигателя малой тяги рассчитывают в соответствии с заданной характеристической скоростью перелета

и выбранным значением времени перелета на орбиту назначения t_n по следующим зависимостям:The task is also achieved by the fact that the characteristics of the electric thruster are calculated in accordance with a given characteristic flight speed

and the selected value of the flight time to the destination orbit t _n according to the following relationships:

- удельный импульс двигателя малой тяги

- specific impulse of a thruster

- тяга

- thrust

- мощность

- power

где γ_э - удельная масса энергодвигательной установки;where γ _e is the specific gravity of the energy propulsion system;

а _б - относительная масса бака рабочего тела; and _b is the relative mass of the tank of the working fluid;

η_э - тяговый кпд;η _e - traction efficiency;

М₀ - стартовая масса МТА.M ₀ - a starting weight of AIT.

Такая совокупность признаков обеспечивает достижение поставленной задачи, поскольку перелет с низкой околоземной орбиты на промежуточную высокоэллиптическую околоземную орбиту с помощью дополнительно установленного одноразового разгонного блока с двигателем большой тяги приводит к сокращению длительности циклов транспортировки и уменьшению времени пребывания в радиационных поясах Земли. Это, в свою очередь, приводит к повышению ресурса энергодвигательной установки и увеличению количества циклов использования МТА при выполнении транспортных операций.This set of features ensures the achievement of the task, since a flight from a low near-Earth orbit to an intermediate high-elliptical near-Earth orbit using an additionally installed disposable booster block with a high-thrust engine leads to a reduction in the duration of transportation cycles and a decrease in the time spent in the Earth’s radiation belts. This, in turn, leads to an increase in the resource of the propulsion system and an increase in the number of MTA use cycles when performing transport operations.

В режиме малой тяги МТА выполняет транспортные операции с более высокой, по сравнению с прототипом, орбиты, следовательно, многовитковая траектория перелета - менее протяженная и в меньшей степени пересекает радиационные пояса, причем за счет высокой скорости в районе перигея суммарная продолжительность пребывания такого космического аппарата (КА) в радиационном поясе не приводит к заметному росту накопленной интегральной дозы радиации и деградации солнечных батарей. Увеличение высот перицентра и, особенно, апоцентра промежуточной орбиты ослабляет деградацию солнечных батарей. Апоцентр должен быть выведен за пределы внутреннего (протонного) радиационного пояса Земли.In the low-thrust mode, the MTA performs transport operations with a higher orbit compared to the prototype, therefore, the multi-turn flight path is less extended and to a lesser extent crosses the radiation belts, and due to the high speed in the perigee region, the total length of stay of such a spacecraft ( CA) in the radiation belt does not lead to a noticeable increase in the cumulative integrated dose of radiation and the degradation of solar cells. An increase in the heights of the pericenter and, especially, the apocenter of the intermediate orbit weakens the degradation of solar cells. Apocenter should be taken outside the internal (proton) radiation belt of the Earth.

В качестве промежуточной монтажной орбиты эффективно использование суточной орбиты (орбиты, на которой период обращения МТА составляет одни сутки), облегчающей проведение операций по монтажу полезных грузов, стыковке МТА с одноразовым разгонным блоком, дозаправки МТА рабочим телом. Широта перигея ~0° соответствует положению линии апсид в экваториальной плоскости, что облегчает перелеты на геостационарную орбиту, в точку либрации системы "Земля - Луна" L₁ и на орбиту искусственного спутника Луны. При наклонении орбиты ~63° линия апсид не меняет своего положения из-за возмущений перигея промежуточной орбиты.As an intermediate assembly orbit, it is effective to use a daily orbit (an orbit in which the MTA has a circulation period of one day), which facilitates the installation of payloads, docking the MTA with a disposable booster block, and refueling the MTA with the working fluid. The perigee latitude of ~ 0 ° corresponds to the position of the apses line in the equatorial plane, which facilitates flights to the geostationary orbit, to the libration point of the Earth-Moon system L _1, and to the orbit of the artificial moon satellite. At an inclination of the orbit of ~ 63 °, the apsid line does not change its position due to perturbations of the perigee of the intermediate orbit.

Выбор оптимальных характеристик электроракетного двигателя малой тяги обеспечивает максимальное значение массы полезной нагрузки, выводимой на орбиту назначения.The choice of the optimal characteristics of the electric thruster thrust provides the maximum value of the mass of the payload displayed in the target orbit.

Изобретение поясняется чертежами. На фиг.1. показана схема перелета МТА на геостационарную орбиту, на фиг.2 - в точку либрации системы "Земля - Луна" L₁, на фиг.3 - на орбиту искусственного спутника Луны. На фиг.4 приведена конструкция межорбитального транспортного аппарата с разгонным блоком.The invention is illustrated by drawings. In figure 1. shows the MTA flight to the geostationary orbit, in Fig.2 - to the libration point of the Earth-Moon system L ₁ , in Fig.3 - to the orbit of the artificial moon satellite. Figure 4 shows the design of the interorbital transport apparatus with the upper stage.

Общая схема выведения МТА на геостационарную орбиту (фиг.1), в точку L₁ (фиг.2) или на ОИСЛ (фиг.3) с использованием ЭРД выглядит следующим образом. Ракета-носитель выводит МТА на низкую околоземную (начальную) орбиту. С помощью разгонного блока осуществляют старт МТА с низкой начальной орбиты и его перевод на промежуточную орбиту. При этом возможно несколько включений двигателя. При двухимпульсном переходе первое включение двигателя разгонного блока производят в узле начальной орбиты В результате происходит увеличение радиуса апоцентра орбиты. Второе включение выполняют в апоцентре промежуточной орбиты. Этим импульсом увеличивается радиус перицентра и изменяется наклонение орбиты. После отделения разгонного блока с помощью ЭРДУ МТА переводится на ГСО, в точку либрации L₁ или ОИСЛ. Траектория движения - многовитковая спираль с медленно меняющимися оскулирующими элементами. При перелете па орбиту ИСЛ осуществляется дозаправка МТА в точке L₁.The general scheme for launching the MTA into the geostationary orbit (Fig. 1), to the point L ₁ (Fig. 2), or to the OISL (Fig. 3) using the electric propulsion is as follows. The booster launches the MTA into low Earth orbit (initial) orbit. Using the upper stage, the MTA is launched from a low initial orbit and transferred to an intermediate orbit. In this case, several engine starts are possible. In a two-pulse transition, the first start-up of the acceleration block engine is performed in the node of the initial orbit. As a result, the radius of the apocenter of the orbit increases. The second inclusion is performed in the apocenter of the intermediate orbit. With this impulse, the radius of the pericenter increases and the inclination of the orbit changes. After separation of the booster block with the help of the electronic control gear, the MTA is transferred to the GSO, to the libration point L ₁ or OISL. The trajectory of movement is a multi-turn spiral with slowly changing osculating elements. When flying to the ISL orbit, MTA is refueled at point L ₁ .

Высота апогея промежуточной орбиты выбирается соответственно периоду обращения МТА в одни сутки для всех вариантов перелета на орбиту назначения. Мощность ЭРДУ выбирают оптимальной по критерию максимума массы полезной нагрузки при данном значении показателя массового совершенства (с учетом возможного ограничения на габариты солнечных батарей) [3]. Выбор, определяющей величины времени перелета t_n, производят путем компромисса между величиной массы полезной нагрузки и продолжительностью перелета с учетом различных факторов, в том числе ресурса двигателей.The height of the apogee of the intermediate orbit is selected according to the MTA rotation period of one day for all variants of flight to the destination orbit. The power of the electric propulsion system is chosen optimal according to the criterion of the maximum mass of the payload at a given value of the mass perfection index (taking into account a possible restriction on the dimensions of solar batteries) [3]. The choice of determining the value of the flight time t _n , is made by a compromise between the value of the mass of the payload and the duration of the flight, taking into account various factors, including the resource of engines.

Относительная масса полезной нагрузки МТА составляетThe relative weight of the MTA payload is

где n_э - энерговооруженность МТА;where n _e is the power ratio of the MTA;

µ_пp - относительная масса прочих систем.µ _pp - the relative mass of other systems.

Исходя из условия максимума полезной нагрузки находят оптимальное значение удельного импульсаBased on the conditions of maximum payload find the optimal value of the specific impulse

где а _б - относительная масса бака рабочего тела, системы хранения и питания;where a _b is the relative mass of the tank of the working fluid, storage and power systems;

γ_э - удельная масса энергодвигательной установки;γ _e is the specific gravity of the energy propulsion system;

t_п - время перелета.t _p - flight time.

Тягу R и мощность N находят из выражений [3]:Rod R and power N are found from the expressions [3]:

где

- характеристическая скорость перелета в режиме малой тяги;Where

- characteristic flight speed in low thrust mode;

М₀ - начальная масса МТА на этапе малой тяги.M ₀ - the initial mass of the MTA at the stage of low thrust.

Возможное устройство для реализации способа межорбитальной транспортировки полезных грузов (фиг.4) представлено двухступенчатой системой с одноразовым разгонным блоком 1 большой тяги и многоразовым межорбитальным транспортным аппаратом 2 (двигательная установка малой тяги - на базе стационарного плазменного двигателя (СПД) с рабочим телом - ксеноном), применяемых последовательно в комплексе для выведения полезной нагрузки 3. Одноразовый разгонный блок снабжен жидкостной двигательной установкой (ЖРД с топливом "кислород-водород"). Платформу ЭРДУ 4 размещают на корпусе аппарата. Панели солнечных батарей 5 имеют независимый привод разворота на Солнце в течение полета.A possible device for implementing the method of inter-orbital transportation of payloads (Fig. 4) is represented by a two-stage system with a disposable accelerating unit 1 of high thrust and a reusable interorbital transport apparatus 2 (propulsion system of low thrust based on a stationary plasma engine (SPD) with a working fluid - xenon) used sequentially in the complex for removing the payload 3. The disposable booster unit is equipped with a liquid propulsion system (LRE with oxygen-hydrogen fuel). The platform ERDU 4 is placed on the device. Solar panels 5 have an independent solar rotation drive during the flight.

Конкретный пример транспортировки полезных грузов иллюстрируется вариантом с использованием РН "Протон-М" и кислородно-водородного разгонного блока (облегченной версии КВРБ с характеристической скоростью на этапе большой тяги V_x=2800 м/с). Для показателя массового совершенства энергодвигательной установки γ_э принимают значение ~20 кг/кВт, для величины коэффициента α_б для ксеноновых баков принято значение: α_б=0,15, для тягового кпд. ЭРД η_э=55-75% [3].A specific example of the transportation of payloads is illustrated by the option using the Proton-M LV and an oxygen-hydrogen booster block (a lightweight version of the AECS with a characteristic velocity at the high-thrust stage V _x = 2800 m / s). For the indicator of mass perfection of the energy-propulsion system, γ _{e is} assumed to be ~ 20 kg / kW, for the value of the coefficient α _b for xenon tanks, the value α _b = 0.15 is adopted for traction efficiency. ERD η _e = 55-75% [3].

Для наклонения i=63° высокоэллиптической промежуточной орбиты (высота апогея H_α=71250 км) полезная нагрузка М_пн и время прямой операции τ_n при времени обратной операции τ_o=60 суток, а также оптимальные характеристики электроракетного двигателя малой тяги представлены в таблице 1.For the inclination i = 63 ° of the highly elliptical intermediate orbit (apogee height H _α = 71 250 km), the payload M _mon and the time of the direct operation τ _n at the time of the reverse operation τ _o = 60 days, as well as the optimal characteristics of the light propulsion thruster are presented in table 1 .

Таблица 1Table 1 Варианты использования многофункционального межорбитального транспортного аппаратаVariants of using a multifunctional interorbital transport vehicle Тип орбитыOrbit type Геостационарная орбитаGeostationary orbit Точка Лагранжа L₁ Lagrange point L ₁ Орбита ИСЛISL Orbit Характеристическая скорость перелета на этапе малой тяги

, м/сCharacteristic low-throttle flight speed

m / s 32003200 31003100 37003700 Масса полезной нагрузки М_пн, тPayload mass M _Mon , t 5,6-6,05.6-6.0 5,8-6,25.8-6.2 3,6-5,43.6-5.4 Время прямой операции τ_n, суткиDirect operation time τ _n , day 120-150120-150 120-150120-150 150-180150-180 Удельный импульс

, Нс/кгSpecific impulse

, Ns / kg 24-34,524-34.5 24-34,524-34.5 24-34,524-34.5 Тяга R, НRod R, N 3-1,53-1.5 3-1,53-1.5 3-1,53-1.5 Мощность N, кВтPower N, kW 70-5070-50 70-5070-50 70-5070-50

Предлагаемое изобретение характеризуется более высокими техническими показателями по сравнению с известными техническими решениями.The present invention is characterized by higher technical performance compared with the known technical solutions.

Технический результат заключается в том, что многоразовый МТА позволяет довести полезную нагрузку на ГСО до 5,6-6,2 т (современный "Протон-М" с разгонным блоком "ДМ" выводит 3,2 т). Для перехода на орбиту ИСЛ одноразовая жидкостная система имеет полезную нагрузку ~4,2 т при 3,6-5,4 т для многоразового МТА.The technical result is that the reusable MTA allows you to bring the payload on the GSO to 5.6-6.2 tons (modern "Proton-M" with the upper stage "DM" displays 3.2 tons). To transfer to the ISL orbit, the disposable liquid system has a payload of ~ 4.2 t at 3.6-5.4 t for reusable MTA.

Другим эффектом от применения предлагаемого технического решения является то, что снижается деградация солнечных батарей (СБ) от воздействия радиационных поясов Земли. Результаты расчетов процесса деградации СБ на участке выведения показывают, что потери мощности от деградации СБ для суточной промежуточной орбиты достигают величин 16% для Si - фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) и 9% для ФЭП - GaAs при толщине защитного покрытия 0,1 мм и соответственно 10% для Si и до 5% для GaAs при толщине защитного покрытия 0,2 мм [4,5].Another effect of the application of the proposed technical solution is that the degradation of solar panels (SB) from the effects of the radiation belts of the Earth is reduced. The results of calculations of the SB degradation process at the extraction site show that the power loss from SB degradation for the daily intermediate orbit reaches 16% for Si photoelectric converters (PECs) and 9% for PEC GaAs with a protective coating thickness of 0.1 mm and, respectively, 10 % for Si and up to 5% for GaAs with a protective coating thickness of 0.2 mm [4,5].

Использование предлагаемого способа значительно расширяет возможности осуществления транспортных операций. Система рассчитана на прямые и возвратные "челночные" операции:Using the proposed method significantly expands the possibility of carrying out transport operations. The system is designed for direct and return shuttle operations:

- ОИСЗ - геостационарная орбита;- OIZZ - geostationary orbit;

- ОИСЗ - точка Лагранжа l₁);- OIZZ - Lagrange point l ₁ );

- точка Лагранжа L₁ - ОИСЛ с дозаправкой в точке L₁.- Lagrange point L ₁ - OISL with refueling at the point L ₁ .

При одинаковом ресурсе электроракетных двигателей для заявленного и известного технических решений за счет сокращения времени активного участка на каждом цикле транспортировки удваивается общее количество циклов челночных операций.With the same resource of electric rocket engines for the claimed and known technical solutions, by reducing the time of the active section on each transportation cycle, the total number of shuttle operation cycles is doubled.

Для выполнения транспортных операций «орбита Земли - орбита Луны - орбита Земли» сравнение показателей эффективности прототипа и предлагаемого изобретения приведено в таблице 2.To perform transport operations "the Earth’s orbit - the Moon’s orbit - the Earth’s orbit", a comparison of the effectiveness of the prototype and the proposed invention are shown in table 2.

Таблица 2table 2 Показатели эффективности МТАMTA Performance Indicators Показатели эффективностиPerformance indicators Техническое решениеTechnical solution ПрототипPrototype Предлагаемое изобретениеProposed invention Время выполнения транспортной операции, суткиThe time to complete the transport operation, day     - прямой перелет- direct flight 250250 120-150120-150 - обратный перелет- return flight 9090 6060 Деградация солнечных батарей, %Degradation of solar cells,% 3333 10-1610-16 Ресурс энергодвигательной установки МТА, полетовResource of the MTA energy propulsion system, flights 1-21-2 2-52-5

Показатели эффективности многофункционального МТА приведены в таблице 3.The performance indicators of multifunctional MTA are shown in table 3.

Таблица 3Table 3 Показатели эффективности многофункционального МТАMultifunctional MTA Performance Indicators Тип орбитыOrbit type Геостационарная орбитаGeostationary orbit Точка Лагранжа L₁ Lagrange point L ₁ Орбита ИСЛISL Orbit Относительная масса полезнойRelative weight 25-2825-28 26-2926-29 16-2416-24 нагрузки µ_пн, %load µ _mon ,%       Время прямой операции τ_п, суткиDirect operation time τ _p , day 120-150120-150 120-150120-150 150-180150-180 Время обратной операции τ_о, суткиThe time of the reverse operation τ _o day 6060 6060 6060

Источники информацииInformation sources

1. П.Павельцов. SMART-1 работу закончил. // Новости космонавтики №11 (286). 2006. с.56, 57.1. P. Paveltsov. SMART-1 finished work. // News of astronautics No. 11 (286). 2006.S. 56, 57.

2. Kosmann W. J. "A Solar Electric Propulsion Lunar Exploration Architecture Evaluation", IAC - 06 - C4.4.02, 2006 г.2. Kosmann W. J. "A Solar Electric Propulsion Lunar Exploration Architecture Evaluation", IAC - 06 - C4.4.02, 2006.

3. Г.В. Малышев, В.М. Кульков, Ю.Г. Егоров. Применение электроракетных двигателей для выведения, коррекции орбиты и поддержания группировок спутниковых систем. Журнал «Полет», №7, 2006, с.34-40.3. G.V. Malyshev, V.M. Kulkov, Yu.G. Egorov. The use of electric rocket engines for launching, orbital correction and maintaining the constellations of satellite systems. The magazine "Flight", No. 7, 2006, p. 34-40.

4. Anspaugh B.E., Downing R.G., Tada H.Y., Carter J.R. "Solar Cell Radiation Handbook", Third Edition JPL Publication 82-69,1982.4. Anspaugh B.E., Downing R.G., Tada H.Y., Carter J.R. "Solar Cell Radiation Handbook," Third Edition JPL Publication 82-69.1982.

5. Anspaugh B.E. "Solar Cell Radiation Handbook". Addendum 1: 1982-1988, JPL Publication, 1989.5. Anspaugh B.E. "Solar Cell Radiation Handbook". Addendum 1: 1982-1988, JPL Publication, 1989.

Claims (7)

1. Способ межорбитальной транспортировки полезных грузов, заключающийся в том, что межорбитальный транспортный аппарат (МТА) с транспортируемым полезным грузом, снабженный электроракетным двигателем малой тяги, переводят с низкой околоземной орбиты на орбиту назначения, отделяют полезный груз на орбите назначения и возвращают МТА на околоземную орбиту, после чего циклы межорбитальной транспортировки полезных грузов повторяют, отличающийся тем, что МТА предварительно переводят с низкой околоземной орбиты на промежуточную высокоэллиптическую околоземную орбиту с помощью дополнительно установленного на МТА одноразового разгонного блока с двигателем большой тяги, после чего отделяют разгонный блок от МТА, перевод МТА на орбиту назначения осуществляют с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты по многовитковой спиральной траектории с помощью электроракетного двигателя малой тяги, возвращение МТА после отделения полезного груза на орбите назначения осуществляют на промежуточную высокоэллиптическую околоземную орбиту, где производят дозаправку электроракетного двигателя малой тяги и монтаж нового полезного груза, при этом повторение циклов транспортировки полезных грузов на орбиту назначения осуществляют с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты.1. The method of inter-orbital transportation of payloads, namely, that the inter-orbital transport vehicle (MTA) with the transported payload, equipped with a small thrust electric rocket engine, is transferred from the low Earth orbit to the destination orbit, the payload is separated in the destination orbit and the MTA is returned to the near-Earth orbit, after which the cycles of interorbital transportation of payloads are repeated, characterized in that the MTAs are previously transferred from a low Earth orbit to an intermediate high ellipse near-Earth orbit using a disposable booster block additionally installed on the MTA with a thrust engine, after which the booster block is separated from the MTA, the MTA is transferred to the destination orbit from the intermediate high-elliptical near-earth orbit along a multi-turn spiral trajectory using the electric thruster, the MTA returns after payload compartments in the destination orbit are carried out in an intermediate high-elliptical near-earth orbit, where the refueling is carried out oraketnogo thruster and installation of a new payload, with the repetition of the transport cycles payloads into orbit assignment is carried out with the intermediate HEO-Earth orbit. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты используют суточную орбиту с параметрами: наклонением ~ 63°, аргументом перигея ~ 0°, высотой перигея ~ 500 км и высотой апогея ~ 71250 км.2. The method according to claim 1, characterized in that the daily orbit with parameters: inclination ~ 63 °, perigee argument ~ 0 °, perigee height ~ 500 km and apogee height ~ 71250 km is used as an intermediate highly elliptical near-earth orbit. 3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что перевод МТА на промежуточную высокоэллиптическую околоземную орбиту двигателем большой тяги осуществляют при характеристической скорости перелета

м/с.3. The method according to claim 1 or 2, characterized in that the MTA is transferred to the intermediate high elliptical near-earth orbit by a thrust engine at a characteristic flight speed

m / s 4. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что выведение МТА с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты на геостационарную орбиту назначения электроракетным двигателем малой тяги осуществляют при характеристической скорости перелета

м/с.4. The method according to claim 1 or 2, characterized in that the launch of the MTA from the intermediate high elliptical near-earth orbit into the geostationary orbit of destination by the electric thrust engine is carried out at a characteristic flight speed

m / s 5. Способ по п.2, отличающийся тем, что выведение МТА с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты в точку Лагранжа L₁ электроракетным двигателем малой тяги осуществляют при характеристической скорости перелета

м/с.5. The method according to claim 2, characterized in that the launch of the MTA from the intermediate high elliptical near-earth orbit to the Lagrange point L _{1 by an} electric small thrust engine is carried out at a characteristic flight speed

m / s 6. Способ по п.2, отличающийся тем, что выведение МТА с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты на орбиту искусственного спутника Луны электроракетным двигателем малой тяги осуществляют при характеристической скорости перелета

м/с.6. The method according to claim 2, characterized in that the launch of the MTA from the intermediate high elliptical near-earth orbit into the orbit of an artificial moon satellite by an electric thruster with low thrust is carried out at a characteristic flight speed

m / s 7. Способ по п.1, отличающийся тем, что характеристики электроракетного двигателя малой тяги рассчитывают в соответствии с заданной характеристической скоростью перелета

и выбранным значением времени перелета на орбиту назначения t_n по следующим зависимостям:
удельный импульс двигателя малой тяги

,
тяга

,
мощность

,
где γ_э - удельная масса энергодвигательной установки;
α_б - относительная масса бака рабочего тела;
η_Э - тяговый к.п.д.;
М₀ - стартовая масса МТА. 7. The method according to claim 1, characterized in that the characteristics of the electric thruster are calculated in accordance with a given characteristic flight speed

and the selected value of the flight time to the destination orbit t _n according to the following relationships:
specific thrust of the thruster

,
traction

,
power

,
where γ _e is the specific gravity of the energy propulsion system;
α _b - the relative mass of the tank of the working fluid;
η _E - traction efficiency;
M ₀ - the starting mass of the MTA.

Images