Dintre toți parametrii orbitei, aici ne vor interesa trei parametri: înălțimea periapsisului (pentru Pământ - perigeu), înălțimea apocentrului (pentru Pământ - apogeu) și înclinația:

• Înălțimea apocentrului este înălțimea celui mai înalt punct al orbitei, notat cu Ha.
• Înălțimea periapsisului este înălțimea punctului cel mai de jos al orbitei, notat cu Hp.
• Înclinarea orbitală este unghiul dintre planul orbitei și planul care trece prin ecuatorul Pământului (în cazul nostru, orbitele în jurul Pământului), notat ca i.

Orbita geostaționară este o orbită circulară cu o înălțime periapsis și apoapsis de 35.786 km deasupra nivelului mării și o înclinare de 0 grade. În consecință, sarcina noastră este împărțită în următoarele etape: intrați pe orbita joasă a Pământului, ridicați apocentrul la 35.700 km, modificați înclinarea la 0 grade, ridicați periapsisul la 35.700 km. Este mai profitabil să schimbi înclinarea orbitei în apocentru, deoarece este mai puțină viteză a satelitului, iar cu cât viteza este mai mică, cu atât trebuie aplicat mai puțin delta-V pentru a o schimba. Unul dintre trucurile mecanicii orbitale este ca uneori este mai benefic sa ridici apoapsis mult mai sus decat se doreste, sa schimbi inclinatia acolo, iar ulterior sa cobori apoapsis la cea dorita. Costul ridicării și coborârii apocentrului deasupra celui dorit + modificarea înclinării poate fi mai mic decât modificarea înclinării la înălțimea apocentrului dorit.

plan de zbor

În scenariul Briz-M, urmează să fie afișat Sirius-4, un satelit suedez de comunicații lansat în 2007. În ultimii ani, au reușit deja să-l redenumească, acum este „Astra-4A”. Planul de lansare a fost următorul:


Este clar că atunci când intrăm pe orbită manual, pierdem acuratețea automatelor care efectuează calcule balistice, așa că parametrii noștri de zbor vor fi cu erori destul de mari, dar acest lucru nu este înfricoșător.

Etapa 1. Accesul pe orbita de referință

Etapa 1 durează de la lansarea programului până la atingerea unei orbite circulare cu o înălțime de aproximativ 170 km și o înclinare de 51 de grade (o moștenire grea a latitudinii Baikonur, dacă ar fi lansată de la ecuator, ar fi imediat 0 grade).
Scenariu Proton LV / Proton M / Proton M - Briză M (Sirius 4)

De la încărcarea simulatorului până la separarea RB de a treia etapă, puteți admira vederile - totul se face prin automatizare. Cu excepția cazului în care este necesar să comutați focalizarea camerei pe rachetă din vedere la sol (apăsați F2 până la valorile din stânga sus direcție absolută sau cadrul global).
În procesul de eclozare, vă recomand să treceți la vizualizarea „interior” prin F1 pregătiți-vă pentru ceea ce urmează:


Apropo, în Orbiter puteți activa întreruperea ctrl-p, s-ar putea să-l găsiți util.
Câteva explicații despre valorile indicatorilor care sunt importanți pentru noi:


După separarea celei de-a treia etape, ne aflăm pe o orbită deschisă cu amenințarea de a cădea în Oceanul Pacific dacă acționăm încet sau incorect. Pentru a evita o soartă atât de tristă, ar trebui să intrăm pe orbita de referință, pentru care ar trebui:

1. Opriți rotația blocului prin apăsarea unui buton Numărul 5. așa-zisul. Modul KillRot (oprire rotație). După fixarea poziției, modul este dezactivat automat.
2. Comutați vederea din spate la cea din față cu butonul C.
3. Comutați indicatorul de parbriz în modul orbital (Orbită Pământului în partea de sus) apăsând un buton H.
4. Chei Numarul 2(dă mai tare) Numărul 8(mai încet) Numărul 1(Viraj la stânga) Numărul 3(la dreapta) Numărul 4(rulează la stânga) Numărul 6(rulați la dreapta) și Numărul 5(oprire rotație) rotiți blocul în direcția de deplasare cu un unghi de înclinare de aproximativ 22 de grade și fixați poziția.
5. Porniți procedura de pornire a motorului (în primul rând Num + apoi, fără a da drumul, ctrl).

Dacă faci totul corect, imaginea va fi cam așa:


După pornirea motorului:

1. Creați o rotație care va fixa unghiul de înclinare (câteva clicuri de Num 8 și unghiul nu se va schimba semnificativ).
2. În timpul funcționării motorului, mențineți unghiul de înclinare în intervalul 25-30 de grade.
3. Când valorile periapsisului și apoapsisului sunt în regiunea 160-170 km, opriți motorul cu butonul Num *.

Dacă totul a mers bine, va fi ceva de genul:


Partea cea mai nervoasă s-a terminat, suntem pe orbită, nu există unde să cădem.

Etapa 2. Intrarea pe o orbită intermediară

Datorită raportului tracțiune-greutate scăzut, apocentrul până la 35.700 km trebuie ridicat în două etape. Prima etapă este intrarea pe o orbită intermediară cu un apocentru de ~5000 km. Specificul problemei este că este necesar să se accelereze astfel încât apocentrul să nu se dovedească a fi departe de ecuator, adică. trebuie accelerat simetric fata de ecuator. Proiectarea schemei de lansare pe harta Pământului ne va ajuta cu asta:


Poza pentru Turksat 4A lansat recent, dar nu contează.
Pregătirea pentru a intra pe orbita intermediară:

1. Comutați afișajul multifuncțional din stânga în modul hartă ( Shift la stânga F1, Shift la stânga M).
2. R, încetinește de 10 ori T) așteptați până zburați deasupra Americii de Sud.
3. Orientați blocul în poziția progradă (nasul în direcția mișcării). Puteți apăsa butonul [ astfel încât automatizarea să facă asta, dar aici nu este foarte eficientă, este mai bine să o faci manual.
4. Rotiți blocul în jos pentru a menține poziția prograd

Ar trebui să iasă ceva de genul:


În zona de latitudine de 27 de grade, trebuie să porniți motorul și, ținând poziția prograd, să zburați până când ajungeți la apocentrul de 5000 km. Puteți activa accelerația de 10x. La atingerea apocentrului de 5000 km, opriți motorul.

Muzica, după părerea mea, este foarte potrivită pentru accelerarea pe orbită

Dacă totul a mers bine, obținem ceva de genul:

Etapa 3. Intrarea pe orbita de transfer

Foarte asemănător cu etapa 2:

1. Cu ajutorul accelerației timpului (accelerează de 10 ori R, încetinește de 10 ori T, puteți accelera în siguranță până la 100x, nu vă sfătuiesc 1000x) așteptați până să zburați deasupra Americii de Sud.
2. Orientați blocul în poziția progradă (nasul în direcția mișcării).
3. Rotiți blocul în jos pentru a menține poziția progradă.
4. În zona de latitudine de 27 de grade, trebuie să porniți motorul și, ținând poziția prograd, să zburați până când ajungeți la apocentrul de 35.700 km. Puteți activa accelerația de 10x.
5. Când rezervorul extern de combustibil rămâne fără combustibil, resetați-l apăsând D. Porniți din nou motorul.

Resetarea rezervorului de combustibil este vizibilă activitatea motoarelor de depunere


Rezultat. Vă rugăm să rețineți că m-am grăbit să opresc motorul, apocentrul este de 34,7 mii km. Nu este înfricoșător, pentru puritatea experimentului, să lăsăm așa.


Vedere frumoasă

Etapa 4. Modificarea înclinării orbitei

Dacă ai făcut totul cu mici erori, atunci apocentrul va fi aproape de ecuator. Procedură:

1. Accelerând timpul până la 1000x, așteptați apropierea de ecuator.
2. Orientați blocul perpendicular pe zbor, în sus când este privit din partea exterioară a orbitei. Pentru aceasta, este potrivit modul automat Nml +, care se activează prin apăsarea butonului ; (ea este și)
3. Porniți motorul.
4. Dacă a rămas combustibil după manevra de resetare a înclinării, îl puteți cheltui pentru a ridica periapsisul.
5. După ce a rămas fără combustibil cu butonul J separa satelitul, dezvăluie panourile solare și antenele acestuia Alt-A, Alt-S

Poziția de pornire înainte de manevră


După manevră

Etapa 5. Lansarea independentă a satelitului către OSG

Satelitul are un motor cu care poți ridica periapsisul. Pentru a face acest lucru, în zona periapsisului, orientăm satelitul progresiv și pornim motorul. Motorul este slab, este necesar să se repete de mai multe ori. Dacă faceți totul corect, satelitul va mai avea aproximativ 20% din combustibil pentru a corecta perturbările orbitale. În realitate, influența Lunii și a altor factori duce la faptul că orbita sateliților este distorsionată și trebuie să cheltuiești combustibil pentru a menține parametrii necesari.
Dacă totul a funcționat pentru tine, imaginea va fi cam așa:

Ei bine, o mică ilustrare a faptului că satelitul GSO este situat deasupra unui loc de pe Pământ:

Schema de lansare Turksat 4A, pentru comparație

Etapa superioară „Breeze-M” este concepută pentru a crește capacitățile vehiculelor de lansare grele, cum ar fi „Angara A5”, „Proton-K”,
„Proton-M” atât în ​​ceea ce privește masa sarcinii utile lansate pe o gamă largă de orbite, cât și în ceea ce privește volumul zonei de sarcină utilă prevăzută.

Etapa superioară „Breeze-M” are un aspect compact. Este alcătuit dintr-un bloc central și un bloc suplimentar de rezervoare de combustibil care poate fi aruncat toroidal.

Figura 1 - Schema lansării navei spațiale cu ajutorul lansatorului de rachete Breeze-M

Motorul rachetă lichid sustainer 14D30 este instalat într-o nișă din interiorul rezervorului de combustibil al unității centrale și are capacitatea de a fi pornit de mai multe ori. Motoarele de rachete cu propulsie lichidă de tracțiune joasă care funcționează pe aceleași componente de propulsie ca și motorul de susținere asigură orientarea și stabilizarea lansatorului de rachete în secțiunile pasive ale zborului autonom, precum și sedimentarea combustibilului în rezervoare în timpul lansărilor repetate ale motor de sustinere.

Instalat în compartimentul pentru instrumente situat în partea de sus a unității centrale, sistemul de control inerțial controlează zborul treptei superioare și sistemele sale de bord. Treapta superioară Breeze-M este, de asemenea, echipată cu un sistem de alimentare cu energie și echipamente pentru colectarea informațiilor telemetrice și măsurători ale traiectoriei externe.

Lansarea navei spațiale se realizează cu ajutorul etapei superioare (RB) „Breeze-M”. Pentru a optimiza costurile energetice, se propune o schemă pentru zborul lansatorului de rachete pe orbita țintă cu cinci incluziuni ale motorului susținător (MD) de diferite dimensiuni.

bloc de curse.

Prima activare a MD RB se efectuează la 93 de secunde după separarea de vehiculul de lansare, în urma căreia unitatea orbitală (OB) intră pe orbita de referință.

A doua activare a DM se efectuează în zona nodului orbitei de referință și asigură formarea unei orbite intermediare, în perigeul căreia a treia și a patra activare a DM se efectuează prin orbită, ca un rezultat al căruia unitatea orbitală este lansată pe orbita de transfer. În pauza dintre a treia și a patra includere a DM, rezervoarele suplimentare de combustibil (FTB) ale etapei superioare sunt resetate. A patra pornire a MD se efectuează la 125 s după terminarea celei de-a treia porniri a MD. Zborul pe orbite de transfer și intermediare se efectuează cu OB învârtindu-se în jurul axei longitudinale.

Figura 2 - RB „Breeze-M” la testele la MIK

Principalele caracteristici ale RB "Breeze-M":

Dimensiuni totale, m:

Lungime, m 2 654

Diametru, m 4

Greutate uscată, m 2 665

Componente combustibil:

Agent oxidant: tetroxid de azot

Combustibil: UDMH

Masa combustibilului umplut, kg

Oxidant: 13 26

Combustibil: 6660

Motor de marș: 14D30

Impingerea, kN 20

Impuls specific de tracțiune, N*s/kg 3255

A cincea activare a RM RB fixează OB pe orbita țintă și se efectuează în regiunea apogeului orbitei de transfer.

Înainte de separarea navei spațiale, unitatea orbitală este întoarsă în poziția de separare a navei spațiale, care este determinată de cerințele clientului. Separarea navei spațiale se efectuează la 700 s după ce MD-ul este oprit pe orbita țintă.

Ruperea legăturilor mecanice dintre navă și RB în timpul procesului de separare se realizează la îmbinarea dintre navă și sistemul de tranziție. După ce banda de legătură se rupe, nava spațială este respinsă din RB cu ajutorul unor împingătoare cu arc cu o viteză relativă de 0,75 m/s.

După separarea navei spațiale și o sesiune de măsurare a parametrilor orbitei, treapta superioară este îndepărtată din zona de lucru a navei spațiale și transferată într-o stare de siguranță (presiunea este eliberată din toate tancurile).

Durata totală a lansării de la momentul lansării vehiculului de lansare până la separarea navei spațiale este de 33020 secunde (~ 9 h 10 min).

Despre simulatorul spațial Orbiter și cel puțin două sute de oameni care s-au interesat și au descărcat suplimente la acesta, m-au dus la ideea de a continua seria de postări de orientare educațională și de gaming. De asemenea, vreau să facilitez trecerea de la prima postare, în care automatizarea face totul fără a necesita acțiunile tale, la experimente independente, pentru a nu obține o glumă despre desenarea unei bufnițe. Această postare are următoarele scopuri:

• Povestește-ne despre familia Breeze a treptelor superioare
• Dați o idee despre principalii parametri ai mișcării orbitale: apocentrul, periapsis, înclinația orbitală
• Pentru a oferi o înțelegere a elementelor de bază ale mecanicii orbitale și lansările pe orbită geostaționară (GSO)
• Oferiți un ghid simplu pentru stăpânirea accesului manual la GSO în simulator

Introducere

Oamenii mici se gândesc la asta, dar familia Breeze de etape superioare - Breeze-M, Breeze-KM - este un exemplu de aparat dezvoltat după prăbușirea URSS. Au existat mai multe motive pentru această dezvoltare:

• Pe baza ICBM UR-100, a fost dezvoltat un vehicul de lansare de conversie „Rokot”, pentru care ar fi utilă o etapă superioară (RB).
• Pe Proton, pentru lansarea pe GSO, s-a folosit DM RB, care folosea perechea oxigen-kerosen, care era „ne-nativă” pentru Proton, avea un timp de zbor autonom de doar 7 ore, iar capacitatea sa de transport putea fi crescut.

În 1990-1994, au avut loc lansări de test și, în mai-iunie 2000, au avut loc zboruri ale ambelor modificări Breeze - Breeze-KM pentru Rokot și Breeze-M pentru Proton. Principala diferență dintre ele este prezența rezervoarelor de combustibil suplimentare care se pot arunca pe Breeze-M, care oferă o marjă mai mare de viteză caracteristică (delta-V) și permit lansarea sateliților mai grei. Iată o fotografie care ilustrează foarte bine diferența:

Proiecta

Blocurile din familia Breeze se disting printr-un aspect foarte dens:

Desen mai detaliat

Acordați atenție soluțiilor tehnice:

• Motorul se află în interiorul „sticlei” din rezervor
• Rezervoarele conțin și cilindri de heliu pentru presurizare.
• Rezervoarele de combustibil și de oxidant au un perete comun (datorită utilizării unei perechi de UDMH/AT, aceasta nu este o dificultate tehnică), nu există o creștere a lungimii blocului din cauza compartimentului inter-tancuri
• Rezervoarele sunt portante - nu există ferme de putere care ar necesita greutate suplimentară și ar crește lungimea
• Tancurile aruncate sunt de fapt jumătate din stadiu, ceea ce, pe de o parte, necesită greutate suplimentară pe pereți, pe de altă parte, vă permite să creșteți marja caracteristică de viteză prin aruncarea rezervoarelor goale.

Aspectul dens economisește dimensiuni geometrice și greutate, dar are și dezavantajele sale. De exemplu, un motor care radiază căldură în timpul funcționării este foarte aproape de rezervoare și conducte. Iar combinația dintre o temperatură mai mare (cu 1-2 grade, în cadrul specificațiilor) a combustibilului cu un stres termic mai mare al motorului în timpul funcționării (de asemenea, în cadrul specificațiilor) a condus la fierberea oxidantului, o încălcare a răcirii. a turbinei THA cu un oxidant lichid și o încălcare a funcționării acesteia, care a provocat accidentul RB în timpul lansării satelitului Yamal-402 în decembrie 2012.
Ca motoare RB, se utilizează o combinație de trei tipuri de motoare: un sustainer S5.98 (14D30) cu o tracțiune de 2 tone, patru motoare de corecție (de fapt acestea sunt motoare de depunere, motoare umple), care sunt pornite înainte de pornirea motor de susținere pentru a depozita combustibil pe fundul rezervoarelor și douăsprezece motoare de orientare cu o tracțiune de 1,3 kg. Motorul sustainer are parametri foarte mari (presiune in camera de ardere ~ 100 atm, impuls specific 328,6 s) in ciuda circuitului deschis. „Părinții” săi erau la stațiile marțiane „Phobos” și „bunicii” - la stațiile lunare de aterizare de tip „Luna-16”. Motorul principal poate fi garantat să pornească de până la opt ori, iar perioada de existență activă a blocului nu este mai mică de o zi.
Masa unui bloc alimentat complet este de până la 22,5 tone, sarcina utilă ajunge la 6 tone. Dar masa totală a blocului după separarea de a treia etapă a vehiculului de lansare este puțin mai mică de 26 de tone. La lansarea pe o orbită geotranzițională, RB nu este alimentat, iar un rezervor complet umplut pentru lansarea directă către GSO a scos maximum 3,7 tone de sarcină utilă. Raportul tracțiune-greutate al blocului se dovedește a fi ~ 0,76. Acesta este un dezavantaj al lui Breeze RB, dar unul mic. Cert este că, după separarea RB+, PN-urile sunt pe o orbită deschisă, ceea ce necesită un impuls pentru ascensiune suplimentară, iar o mică forță a motorului duce la pierderi gravitaționale. Pierderile gravitaționale sunt de aproximativ 1-2%, ceea ce este destul de puțin. De asemenea, perioadele lungi de funcționare a motorului cresc cerințele de fiabilitate. Pe de altă parte, motorul sustainer are o durată de viață garantată de până la 3200 de secunde (aproape o oră!).

Un cuvânt despre fiabilitate

Familia RB "Breeze" este operat foarte activ:

• 4 zboruri de „Breeze-M” pe „Proton-K”
• 72 de zboruri Breeze-M pe Proton-M
• 16 zboruri Breeze-KM pe Rokot

În total 92 de zboruri începând cu 16 februarie 2014. Dintre acestea s-au produs 5 accidente (am notat un succes parțial cu Yamal-402 ca accident) din vina blocului Breeze-M și 2 din vina lui Breeze-KM, ceea ce ne oferă o fiabilitate de 92% . Luați în considerare cauzele accidentelor mai detaliat:

1. 28 februarie 2006, ArabSat 4A - oprire prematură a motorului din cauza unei particule străine în duza turbinei ( , ), un singur defect de fabricație.
2. 15 martie 2008, AMC-14 - oprirea prematură a motorului, distrugerea conductei de gaz de înaltă temperatură (), a necesitat revizuire.
3. 18 august 2011, Express-AM4. Intervalul de timp pentru rotirea platformei girostabilizate este nerezonabil „îngustat”, orientare incorectă (), greșeală programatorilor.
4. 6 august 2012, Telkom 3, Express-MD2. Oprire motor din cauza înfundarii liniei de alimentare (), defect de fabricație.
5. 9 decembrie 2012, Yamal-402. Oprirea motorului din cauza defecțiunii TNA, o combinație de condiții de temperatură nefavorabile ()
6. 8 octombrie 2005, Breeze-KM, Cryosat, nesepararea etapei a doua și RB, funcționare anormală a software-ului (), eroare de programare.
7. 1 februarie 2011, „Breeze-KM”, Geo-IK2, un puls anormal al motorului, probabil din cauza unei defecțiuni a sistemului de control, din lipsa telemetriei, cauza exactă nu poate fi stabilită.

Dacă analizăm cauzele accidentelor, atunci doar două sunt asociate cu probleme de proiectare și erori de proiectare - arderea conductelor de gaz și încălcarea răcirii HPP. Toate celelalte accidente, a căror cauză este cunoscută în mod fiabil, sunt asociate cu probleme de calitate a producției și pregătirea pentru lansare. Acest lucru nu este surprinzător - industria spațială necesită o calitate foarte înaltă a muncii și chiar și greșeala unui angajat obișnuit poate duce la un accident. Breeze în sine nu este un design nereușit, cu toate acestea, merită remarcată lipsa unei marje de siguranță datorită faptului că materialele lucrează aproape de limita rezistenței lor fizice pentru a asigura caracteristicile maxime ale RB.

Hai sa zburam

Este timpul să trecem la exersare - mergeți manual pe orbita geostaționară în Orbiter „e. Pentru aceasta avem nevoie de:
Lansare Orbiter, dacă nu l-ați descărcat încă după ce ați citit primul post, aici este linkul.
Descarcă suplimentul „Proton LV” de aici

Un pic de teorie

Dintre toți parametrii orbitei, aici ne vor interesa trei parametri: înălțimea periapsisului (pentru Pământ - perigeu), înălțimea apocentrului (pentru Pământ - apogeu) și înclinația:

• Înălțimea apocentrului este înălțimea celui mai înalt punct al orbitei, notat cu Ha.
• Înălțimea periapsisului este înălțimea punctului cel mai de jos al orbitei, notat cu Hp.
• Înclinarea orbitală este unghiul dintre planul orbitei și planul care trece prin ecuatorul Pământului (în cazul nostru, orbitele în jurul Pământului), notat ca i.

Orbita geostaționară este o orbită circulară cu o înălțime periapsis și apoapsis de 35.786 km deasupra nivelului mării și o înclinare de 0 grade. În consecință, sarcina noastră este împărțită în următoarele etape: intrați pe orbita joasă a Pământului, ridicați apocentrul la 35.700 km, modificați înclinarea la 0 grade, ridicați periapsisul la 35.700 km. Este mai profitabil să schimbi înclinarea orbitei în apocentru, deoarece este mai puțină viteză a satelitului, iar cu cât viteza este mai mică, cu atât trebuie aplicat mai puțin delta-V pentru a o schimba. Unul dintre trucurile mecanicii orbitale este ca uneori este mai benefic sa ridici apoapsis mult mai sus decat se doreste, sa schimbi inclinatia acolo, iar ulterior sa cobori apoapsis la cea dorita. Costul ridicării și coborârii apocentrului deasupra celui dorit + modificarea înclinării poate fi mai mic decât modificarea înclinării la înălțimea apocentrului dorit.

plan de zbor

În scenariul Briz-M, urmează să fie afișat Sirius-4, un satelit suedez de comunicații lansat în 2007. În ultimii ani, au reușit deja să-l redenumească, acum este „Astra-4A”. Planul de lansare a fost următorul:


Este clar că atunci când intrăm pe orbită manual, pierdem acuratețea automatelor care efectuează calcule balistice, așa că parametrii noștri de zbor vor fi cu erori destul de mari, dar acest lucru nu este înfricoșător.

Etapa 1. Accesul pe orbita de referință

Etapa 1 durează de la lansarea programului până la atingerea unei orbite circulare cu o înălțime de aproximativ 170 km și o înclinare de 51 de grade (o moștenire grea a latitudinii Baikonur, dacă ar fi lansată de la ecuator, ar fi imediat 0 grade).
Scenariu Proton LV / Proton M / Proton M - Briză M (Sirius 4)

De la încărcarea simulatorului până la separarea RB de a treia etapă, puteți admira vederile - totul se face prin automatizare. Cu excepția cazului în care este necesar să comutați focalizarea camerei pe rachetă din vedere la sol (apăsați F2 până la valorile din stânga sus direcție absolută sau cadrul global).
În procesul de eclozare, vă recomand să treceți la vizualizarea „interior” prin F1 pregătiți-vă pentru ceea ce urmează:


Apropo, în Orbiter puteți activa întreruperea ctrl-p, s-ar putea să-l găsiți util.
Câteva explicații despre valorile indicatorilor care sunt importanți pentru noi:


După separarea celei de-a treia etape, ne aflăm pe o orbită deschisă cu amenințarea de a cădea în Oceanul Pacific dacă acționăm încet sau incorect. Pentru a evita o soartă atât de tristă, ar trebui să intrăm pe orbita de referință, pentru care ar trebui:

1. Opriți rotația blocului prin apăsarea unui buton Numărul 5. așa-zisul. Modul KillRot (oprire rotație). După fixarea poziției, modul este dezactivat automat.
2. Comutați vederea din spate la cea din față cu butonul C.
3. Comutați indicatorul de parbriz în modul orbital (Orbită Pământului în partea de sus) apăsând un buton H.
4. Chei Numarul 2(dă mai tare) Numărul 8(mai încet) Numărul 1(Viraj la stânga) Numărul 3(la dreapta) Numărul 4(rulează la stânga) Numărul 6(rulați la dreapta) și Numărul 5(oprire rotație) rotiți blocul în direcția de deplasare cu un unghi de înclinare de aproximativ 22 de grade și fixați poziția.
5. Porniți procedura de pornire a motorului (în primul rând Num + apoi, fără a da drumul, ctrl).

Dacă faci totul corect, imaginea va fi cam așa:


După pornirea motorului:

1. Creați o rotație care va fixa unghiul de înclinare (câteva clicuri de Num 8 și unghiul nu se va schimba semnificativ).
2. În timpul funcționării motorului, mențineți unghiul de înclinare în intervalul 25-30 de grade.
3. Când valorile periapsisului și apoapsisului sunt în regiunea 160-170 km, opriți motorul cu butonul Num *.

Dacă totul a mers bine, va fi ceva de genul:


Partea cea mai nervoasă s-a terminat, suntem pe orbită, nu există unde să cădem.

Etapa 2. Intrarea pe o orbită intermediară

Datorită raportului tracțiune-greutate scăzut, apocentrul până la 35.700 km trebuie ridicat în două etape. Prima etapă este intrarea pe o orbită intermediară cu un apocentru de ~5000 km. Specificul problemei este că este necesar să se accelereze astfel încât apocentrul să nu se dovedească a fi departe de ecuator, adică. trebuie accelerat simetric fata de ecuator. Proiectarea schemei de lansare pe harta Pământului ne va ajuta cu asta:


Poza pentru Turksat 4A lansat recent, dar nu contează.
Pregătirea pentru a intra pe orbita intermediară:

1. Comutați afișajul multifuncțional din stânga în modul hartă ( Shift la stânga F1, Shift la stânga M).
2. R, încetinește de 10 ori T) așteptați până zburați deasupra Americii de Sud.
3. Orientați blocul în poziția conform vectorului viteză orbitală (nasul în direcția mișcării). Puteți apăsa butonul [ astfel încât automatizarea să facă asta, dar aici nu este foarte eficientă, este mai bine să o faci manual.

Ar trebui să iasă ceva de genul:


În regiunea de latitudine de 27 de grade, trebuie să porniți motorul și, păstrând orientarea de-a lungul vectorului viteză orbitală, să zburați până la atingerea apocentrului de 5000 km. Puteți activa accelerația de 10x. La atingerea apocentrului de 5000 km, opriți motorul.

Muzica, după părerea mea, este foarte potrivită pentru accelerarea pe orbită

Dacă totul a mers bine, obținem ceva de genul:

Etapa 3. Intrarea pe orbita de transfer

Foarte asemănător cu etapa 2:

1. Cu ajutorul accelerației timpului (accelerează de 10 ori R, încetinește de 10 ori T, puteți accelera în siguranță până la 100x, nu vă sfătuiesc 1000x) așteptați până să zburați deasupra Americii de Sud.
2. Orientați blocul în poziția conform vectorului viteză orbitală (nasul în direcția mișcării).
3. Dați blocului o rotație în jos pentru a menține orientarea de-a lungul vectorului viteză orbitală.
4. În regiunea de latitudine de 27 de grade, este necesar să porniți motorul și, ținând stabilizarea de-a lungul vectorului viteză orbitală, să zburați până la atingerea apocentrului de 35700 km. Puteți activa accelerația de 10x.
5. Când rezervorul extern de combustibil rămâne fără combustibil, resetați-l apăsând D. Porniți din nou motorul.

Resetarea rezervorului de combustibil este vizibilă activitatea motoarelor de depunere


Rezultat. Vă rugăm să rețineți că m-am grăbit să opresc motorul, apocentrul este de 34,7 mii km. Nu este înfricoșător, pentru puritatea experimentului, să lăsăm așa.


Vedere frumoasă

Etapa 4. Modificarea înclinării orbitei

Dacă ai făcut totul cu mici erori, atunci apocentrul va fi aproape de ecuator. Procedură:

1. Accelerând timpul până la 1000x, așteptați apropierea de ecuator.
2. Orientați blocul perpendicular pe zbor, în sus când este privit din partea exterioară a orbitei. Pentru aceasta, este potrivit modul automat Nml +, care se activează prin apăsarea butonului ; (ea este și)
3. Porniți motorul.
4. Dacă a rămas combustibil după manevra de resetare a înclinării, îl puteți cheltui pentru a ridica periapsisul.
5. După ce a rămas fără combustibil cu butonul J separa satelitul, dezvăluie panourile solare și antenele acestuia Alt-A, Alt-S

Poziția de pornire înainte de manevră


După manevră

Etapa 5. Lansarea independentă a satelitului către OSG

Satelitul are un motor cu care poți ridica periapsisul. Pentru a face acest lucru, în regiunea apocentrului, orientăm satelitul de-a lungul vectorului viteză orbitală și pornim motorul. Motorul este slab, este necesar să se repete de mai multe ori. Dacă faceți totul corect, satelitul va mai avea aproximativ 20% din combustibil pentru a corecta perturbările orbitale. În realitate, influența Lunii și a altor factori duce la faptul că orbita sateliților este distorsionată și trebuie să cheltuiești combustibil pentru a menține parametrii necesari.
Dacă totul a funcționat pentru tine, imaginea va fi cam așa:

Ei bine, o mică ilustrare a faptului că satelitul GSO este situat deasupra unui loc de pe Pământ:

Schema de lansare Turksat 4A, pentru comparație

UPD: după consultarea cu, a înlocuit hârtia de calc urâtă de casă de la Orbiter's Prograde / Retrograde cu termenul din viața reală "pentru / împotriva vectorului vitezei orbitale"
UPD2: Am fost contactat de un specialist în adaptarea sarcinilor utile pentru GKNPT „Breeze-M”. Hrunichev, a adăugat câteva comentarii la articol:

1. Pe traiectoria suborbitală (începutul etapei 1), în realitate, nu sunt afișate 28 de tone, ci puțin mai puțin de 26, deoarece RB nu este complet alimentat.
2. Pierderile gravitaționale sunt de doar 1-2%

Etichete:

• astronautică
• Orbiter
• briză-m

Adaugă etichete

Moscova. 22 octombrie. INTERFAX.RU - Etapa superioară Briz-M, responsabilă pentru accidentul din august al navelor spațiale Express-MD2 și Telkom 3, s-a prăbușit pe orbita joasă a Pământului, iar acum fragmentele sale reprezintă o potențială amenințare la adresa siguranței Stației Spațiale Internaționale (ISS). ). „Despărțirea a avut loc pe 16 octombrie. În același timp, s-au format aproximativ cinci obiecte, care au intrat pe orbite cu altitudini de la 5 mii km până la 250 km. Zona de risc potențial include un număr mare de nave spațiale, inclusiv Stația Spațială Internațională, care zboară la o altitudine de aproximativ 400 km”, a declarat pentru Interfax o sursă din industria rachetelor și spațiale. El a remarcat că nu a fost o explozie - „Breeze-M a fost pur și simplu împărțit în compartimente”.

Potrivit interlocutorului, în ciuda prăbușirii amplificatorului, controlul siguranței zborului ISS se efectuează ca de obicei, deoarece și alte „deșeuri spațiale” sunt monitorizate pe traseul de zbor al stației. „Doar că au apărut elemente noi în lista obiectelor potențial periculoase”, a spus sursa. Vorbind despre sateliții Express-MD2 și Telkom 3, interlocutorul agenției a spus că aceștia sunt încă pe orbite înalte și stabile. „Nu este nevoie să vorbim despre amenințarea emanată de ei sau despre posibilitatea căderii lor pe Pământ în viitorul apropiat”, a spus el.

În același timp, la Centrul de control al misiunii de lângă Moscova, lui Interfax i s-a spus că epava etapei superioare Breeze-M distrusă nu reprezintă încă o amenințare pentru ISS. „Elementele formate în urma spargerii lui Briza-M nu reprezintă o amenințare pentru ISS în acest moment”, a spus un reprezentant al MCC, menționând că fragmentele sunt într-adevăr la altitudini apropiate de înălțimea orbitei stației.

Anterior, Nathan Eismont, un cercetător de top la Institutul de Cercetare Spațială al Academiei Ruse de Științe, a declarat pentru Interfax că treapta superioară Breeze-M, care se află pe o orbită neconcepută după accidentul cu sateliții Express-MD2 și Telkom 3. , s-ar putea supraîncălzi și exploda, lăsând în urmă un nor de resturi metalice. „Etapa superioară nu a finalizat programul de zbor până la sfârșit, așa că aproximativ jumătate din cele 20 de tone inițiale de combustibil au rămas în ea. Este dificil de spus la ce va duce acest lucru, dar este posibil ca combustibilul să explodeze din cauza supraîncălzirii razelor solare”, a spus el.

Potrivit lui, astfel de cazuri au fost deja în istoria cosmonauticii mondiale. Mai des decât alte tehnologii spațiale, cele trei etape ale rachetelor explodează pe orbită, intrând în atmosferă împreună cu restul combustibilului.

După cum a explicat Neusmont, în timpul opririi normale a treptei superioare, combustibilul rămas este evacuat din acesta, dar acest lucru nu se întâmplă în cazul unui accident. „În acest caz, orice se poate întâmpla în treapta superioară”, a spus el.

Breeze-M, a remarcat specialistul, prevede asigurarea unui regim termic, dar nu pentru mult timp. Pentru a crea un mod de protecție termică, înlocuirea Soarelui fie pe una sau pe cealaltă parte a treptei superioare nu va funcționa, deoarece nu există nicio modalitate de a-l controla, a spus Eismont.

El nu a exclus scenarii precum detonarea combustibilului din cauza supraîncălzirii sau aprinderea combustibilului inflamabil în cazul unei scurgeri din rezervor. Direcția de împrăștiere a fragmentelor etapei superioare în timpul exploziei va depinde de multe condiții și nu se poate spune la ce distanță de locul detonării se vor împrăștia fragmentele.

Vehiculul de lansare Proton-M cu treapta superioară Breeze-M și doi sateliți de comunicații - rusul Express-MD2 și indonezianul Telkom 3 a fost lansat pe 6 august de la Cosmodromul Baikonur. Mașina de lansare a funcționat normal. Lansarea ulterioară a sateliților urma să fie efectuată de patru incluziuni ale sistemului principal de propulsie al etapei superioare.

A treia includere a durat mai puțin decât se aștepta. Sateliții au fost lansați pe o orbită neconcepută. Comisia de urgență a ajuns la concluzia că accidentul s-a produs din cauza colmatării conductei de presurizare a rezervoarelor suplimentare de combustibil ale blocului de amplificare Briza-M. Din cauza accidentului, conducerea GKNPT-i ia. Khrunichev - dezvoltatorul și producătorul unității de overclocking.

Familia Breeze de etape superioare - Breeze-M, Breeze-KM - este un exemplu de aparat dezvoltat după prăbușirea URSS. Au existat mai multe motive pentru această dezvoltare:

• Pe baza ICBM UR-100, a fost dezvoltat un vehicul de lansare de conversie „Rokot”, pentru care ar fi utilă o etapă superioară (RB).
• Pe Proton, pentru lansarea pe GSO, s-a folosit DM RB, care folosea perechea oxigen-kerosen, care era „ne-nativă” pentru Proton, avea un timp de zbor autonom de doar 7 ore, iar capacitatea sa de transport putea fi crescut.

Dezvoltatorul etapelor superioare ale familiei Breeze este Centrul de Cercetare și Producție Spațială de Stat Hrunichev. În 1990-1994, au avut loc lansări de test și, în mai-iunie 2000, au avut loc zboruri ale ambelor modificări Breeze - Breeze-KM pentru Rokot și Breeze-M pentru Proton. Principala diferență dintre ele este prezența rezervoarelor de combustibil suplimentare care se pot arunca pe Breeze-M, care oferă o marjă mai mare de viteză caracteristică (delta-V) și permit lansarea sateliților mai grei.

Blocurile din familia Breeze se disting printr-un aspect foarte dens:

Caracteristicile soluțiilor tehnice:

• Motorul se află în interiorul „sticlei” din rezervor
• Rezervoarele conțin și cilindri de heliu pentru presurizare.
• Rezervoarele de combustibil și de oxidant au un perete comun (datorită utilizării unei perechi de UDMH/AT, aceasta nu este o dificultate tehnică), nu există o creștere a lungimii blocului din cauza compartimentului inter-tancuri
• Rezervoarele sunt portante - nu există ferme de putere care ar necesita greutate suplimentară și ar crește lungimea
• Tancurile aruncate sunt de fapt jumătate din stadiu, ceea ce, pe de o parte, necesită greutate suplimentară pe pereți, pe de altă parte, vă permite să creșteți marja caracteristică de viteză prin aruncarea rezervoarelor goale.

Aspectul dens economisește dimensiuni geometrice și greutate, dar are și dezavantajele sale. Motorul, care radiază căldură în timpul funcționării, este foarte aproape de rezervoare și conducte.

Combinația dintre o temperatură mai mare a combustibilului (cu 1-2 grade, în cadrul specificațiilor) cu un stres termic mai mare al motorului în timpul funcționării (de asemenea, în cadrul specificațiilor) a condus la fierberea oxidantului, o încălcare a răcirii HP. turbină de către un oxidant lichid și o încălcare a funcționării acesteia, care a provocat un accident RB în timpul lansării satelitului Yamal-402 în decembrie 2012.

Ca motoare RB, se utilizează o combinație de trei tipuri de motoare: un sustainer S5.98 (14D30) cu o tracțiune de 2 tone, patru motoare de corecție (de fapt acestea sunt motoare de depunere, motoare umple), care sunt pornite înainte de pornirea motor de susținere pentru a depozita combustibil pe fundul rezervoarelor și douăsprezece motoare de orientare cu o tracțiune de 1,3 kg. Motorul sustainer are parametri foarte mari (presiune in camera de ardere ~ 100 atm, impuls specific 328,6 s) in ciuda circuitului deschis. „Părinții” săi erau la stațiile marțiane „Phobos” și „bunicii” - la stațiile lunare de aterizare de tip „Luna-16”. Motorul principal poate fi garantat să pornească de până la opt ori, iar perioada de existență activă a blocului nu este mai mică de o zi.

Masa unui bloc alimentat complet este de până la 22,5 tone, sarcina utilă ajunge la 6 tone. Dar masa totală a blocului după separarea de a treia etapă a vehiculului de lansare este puțin mai mică de 26 de tone. La lansarea pe o orbită de geotranziție, RB nu este alimentat, iar un rezervor complet umplut pentru lansarea directă către GSO a scos maximum 3,7 tone de sarcină utilă. Raportul tracțiune-greutate al blocului se dovedește a fi ~ 0,76 . Acesta este un dezavantaj al lui Breeze RB, dar unul mic. Faptul este că, după separare, RB + PN sunt pe o orbită deschisă, ceea ce necesită un impuls pentru ascensiune suplimentară, iar o mică forță a motorului duce la pierderi gravitaționale. Pierderile gravitaționale sunt de aproximativ 1-2%, ceea ce este destul de puțin. De asemenea, perioadele lungi de funcționare a motorului cresc cerințele de fiabilitate. Pe de altă parte, motorul sustainer are o durată de viață garantată de până la 3200 de secunde (aproape o oră!).

Caracteristicile de performanță ale etapei superioare „Breeze-KM”

• Compoziție - Monobloc cu un compartiment de rezervor conic și un motor de susținere situat în nișa rezervorului „G”.
• Aplicație - ca parte a vehiculului de lansare Rokot ca etapa a III-a
• Caracteristici principale - Abilitatea de a manevra în zbor.
• Greutatea inițială, t - 6.475
• Alimentare cu combustibil reîncărcabil (AT + UDMH), t - până la 5.055
• Tipul, numărul și forța în golul motoarelor:
  • LRE 14D30 (1 buc.), 2,0 tf (marș),
  • LRE 11D458 (4 buc.) 40 kgf fiecare (motoare de corecție),
  • 17D58E (12 buc.) 1,36 kgf fiecare (motoare de orientare și stabilizare)

• Timp maxim de zbor autonom, oră. - 7
• Primul an de zbor - mai 2000

Caracteristicile de performanță ale etapei superioare „Breeze-M”

• Compoziție - Treapta superioară, constând dintr-o unitate centrală bazată pe RB "Breeze-KM" și un rezervor de combustibil toroidal suplimentar care poate fi aruncat în jur.
• Aplicație - ca parte a vehiculului de lansare Proton-M, vehiculului de lansare Angara-A3 și vehiculului de lansare Angara-A5
• Caracteristici cheie
  • dimensiuni extrem de mici;
  • posibilitatea lansării de nave spațiale grele și mari;
  • posibilitatea de operare pe termen lung în zbor

• Greutatea inițială, t - până la 22,5
• Alimentare cu combustibil reîncărcabil (AT + UDMH), t - până la 20
• Numărul de incluziuni ale motorului principal - până la 8
• Timp maxim de zbor autonom, oră. - cel puțin 24 (conform TTZ)