Содержание к диссертации
Введение
1 Анализ состояния научной разработанности темы исследования 21
1.1 Исследования по выбору основных проектных параметров ракет-носителей
1.2 Исследования по экологической безопасности эксплуатации ракетно-космической техники
1.3 Математическая формулировка задачи исследований и схема исследований
1.3.1 Формальное описание задачи анализа и синтеза проектных вариантов с учетом воздействия внешних факторов
1.3.2 Схема проводимых исследований 31
Выводы по главе 1 35
2 Формирование требований к космическому ракетному комплексу
2.1 Принципы построения систем и объектов космического 36
ракетного комплекса
2.1.1 Принципы построения ракеты-носителя 37
2.1.2 Принципы построения стартового комплекса 41
2.1.3 Принципы построения технического комплекса 42
2.1.4 Основы построения автоматизированной системы подготовки к пуску
2.1.5 Принципы построения комплекса средств измерений, сбора и обработки информации
2.1.6 Учебно-тренировочные средства 47
Выводы по главе 2 51
3 Методологические аспекты технологии нисходящего и восходящего проектирования при разработке ракет-носителей
3.1 Технологии проектирования ракет-носителей 52
3.2 Модель оценки эффективности распараллеливания работ при проектировании ракет-носителей 3.3 Технологии смешанного проектирования при создании комплекса ракеты-носителя «Союз-СТ»
3.4 Аналитический подход к оценке эффективности восходящего и смешанного проектирования ракет-носителей
Выводы по главе 3 80
4 Определение массово-энергетических соотношений для параметрического ряда модификаций ракеты-носителя
4.1 Модульная структура ракеты-носителя 81
4.2 Распределение чисел Циолковского по ступеням ракет- носителей
4.2.1 Распределение чисел Циолковского для схемы с последовательным соединением ступеней
4.2.2 Распределение чисел Циолковского для схемы с параллельно-последовательным соединением ступеней
4.3 Модель оптимального облика параметрического ряда модификаций ракет-носителей
4.4 Метод определения массово-энергетических соотношений для ракет-носителей с последовательным соединением ступеней, основанных на использовании существующих универсальных ракетных блоков
4.5 Метод определения массово-энергетических соотношений для параметрического ряда модификаций ракет-носителей
4.6 Модель оценки экономической эффективности параметрического ряда модификаций ракет-носителей
4.7 Решение модельной задачи определения массово- энергетических соотношений для случая последовательного соединения ступеней
4.8 Метод определения массово-энергетических соотношений для параметрического ряда модификаций ракет-носителей с параллельно-последовательным соединением ступеней
4.9 Решение модельной задачи для случая параллельно- 110
последовательного соединения ступеней
Выводы по главе 4 115
5 Методы снижения техногенного воздействия космических ракетных комплексов на окружающую среду
5.1 Анализ парка существующих и перспективных космических 119 средств выведения
5.2 Постановка задачи выбора конструкторско-технологических 120 решений и проектно-конструкторских параметров дополнительных бортовых систем
5.3 Разработка конструкторско-технологических схем реализации 128 остатков жидких компонентов топлива на основе газификации Выводы по главе 5 131
Заключение 132
Список использованных источников
- Исследования по экологической безопасности эксплуатации ракетно-космической техники
- Принципы построения стартового комплекса
- Аналитический подход к оценке эффективности восходящего и смешанного проектирования ракет-носителей
- Метод определения массово-энергетических соотношений для ракет-носителей с последовательным соединением ступеней, основанных на использовании существующих универсальных ракетных блоков
Исследования по экологической безопасности эксплуатации ракетно-космической техники
Проблема обеспечения экологической безопасности становится одной из наиболее приоритетных при эксплуатации РКТ.
Для повышения эффективности использования ракет необходимо применять сброс отработавших элементов конструкции, которые, в том числе, могут содержать остатки топлива. Даже при успешном запуске ракет-носителей необходимы специальные полигоны (зоны отчуждения).
Еще более эта проблема усложняется при аварийных ситуациях, когда падение может произойти в любой точке трассы полета РН. Известны случаи, когда элементы РН, содержащие ядовитые компоненты топлив, падали в районе населенных пунктов. В целом, проблема экологического воздействия РКТ на окружающую среду заключается в следующем [1, 34, 61, 75]: - космические средства выведения (КСВ) выполняются по многоступенчатой схеме: отработавшие ступени и другие элементы КСВ сбрасываются в полете и в дальнейшем падают на поверхность Земли вдоль трассы полета; - ракетные двигатели ряда КСВ используют токсичные компоненты ракетного топлива (КРТ), что приводит к химическому загрязнению районов эксплуатации КСВ (стендово-экспериментальной и испытательной базы, зон транспортировки и хранения КРТ, стартовых комплексов, районов падения (РП) отработавших ступеней и аварийных изделий), атмосферы в районах расположения инфраструктуры; - механическое загрязнение отработавшими элементами КСВ, их частями и фрагментами районов падения вдоль трасс пусков, а для верхних ступеней и разгонных блоков КСВ - околоземного космического пространства (ОКП); - мощное акустическое воздействие при работе ракетных двигателей на окружающую среду (ОС) в местах расположения испытательной базы, стартовых комплексов, на территориях вдоль трасс пусков; - электромагнитное излучение (ЭМИ) при работе наземной и бортовой радиоэлектронной аппаратуры; - тепловое и химическое воздействие на атмосферу и ОКП в результате работы ракетных двигателей. Негативными последствиями воздействия КСВ на ОС являются: - загрязнение части районов проливами остатков токсичных КРТ и изъятие из хозяйственного обращения (или нарушения условий хозяйствования) большого количества земельных участков под районы падения (РП) отделяющихся частей КСВ; - снижение уровней безопасности орбитальных полетов из-за техногенного засорения ОКП; - локальные разрушения озонового слоя при запусках КСВ.
Следует отметить, что указанные последствия воздействий на ОС являются объективно присущими свойствами эксплуатируемых КСВ. Они не могут быть устранены полностью или существенно уменьшены без невосполнимых потерь целевых показателей качества имеющихся КСВ (хотя масштабы воздействия на ОС и могут быть частично объяснены отсутствием специальных требований и недостаточным вниманием к этой проблеме с начала развития космонавтики вплоть до 80-х годов). Для перспективных КСВ основные «экологические» ограничения могут быть сформулированы на этапе проектирования: прекращение использования высокотоксичных КРТ, сокращение количества и размеров РП, внедрение на верхних ступенях РН, РБ и КА специальных технических средств и проектных решений по снижению уровней техногенного загрязнения ОКП, разработка мероприятий по снижению антропогенного воздействия КРТ и продуктов их сгорания на поверхность Земли и атмосферу.
В данной области исследований следует отметить работы следующих авторов: В.В. Адушкина, Э.Л. Александрова, М.Н. Власова, С.И. Иваненко, В.Ю. Клюшникова, С.И. Козлова, И.Б. Колядо, С.И. Крестникова, С.В. Крического, В.Д. Куреева, В.В. Лебедева, Н.Е. Мамонова, Н.А. Мешкова, В.В. Морозова, А.И. Назаренко, А.В. Петрова, И.А. Сосунова, А.П. Тишина, В.И. Трушлякова, В.Ф. Уткина, В.А. Худякова, В.В. Шалая, Я.Т. Шатрова и других. Исследование путей сокращения размеров районов падения отделяющихся частей ракет выполнены в монографии авторского коллектива под общей редакцией академика В.Ф. Уткина [34]. Конкретные технические решения проблемы экологической безопасности применительно к районам падения отработавших ступеней, стендово-экспериментальной базе и непосредственно ракетам-носителям предложены В.И. Трушляковым, В.В. Шалаем, Я.Т. Шатровым в монографии [63]. А.П. Тишиным, Э.Л. Александровым, В.А. Худяковым проведен цикл работ по определению состава и количества антропогенных выбросов в атмосферу и их воздействия на озоновый слой при полете КСВ различных классов. В.В. Лебедевым, А.И. Назаренко проведен ряд исследований по разработке моделей оценки техногенного засорения околоземного космического пространства. Особенности ракетного топлива гептил исследованы в монографии Я.Т. Шатрова [71]. Этим же автором обобщены результаты исследований по обеспечению экологической безопасности ракетно-космической деятельности [72, 73, 74]. Наиболее полно и научно аргументированно проблема воздействия РКТ на окружающую среду освещена в монографии большого авторского коллектива под общей редакцией В.В. Адушкина, С.И. Козлова, А.В. Петрова [1] и в работе [76].
Несмотря на большой объем исследований в области экологической безопасности запусков космических средств выведения, вопросы определения направлений разработки методов и технических решений, реализуемых на борту РН для снижения их техногенного воздействия на окружающую среду, требуют дополнительных решений.
Принципы построения стартового комплекса
Критериями, по которым принимаются компромиссные решения -удовлетворение в допустимых пределах изменений в ТЗ изделия, с одной стороны, и ресурсным ограничениям (временным – сроки, экономическим – затраты на реализацию проекта), с другой.
Конфликт целей и возможностей (возможностей использования готовых решений и отработанных технологий) с учетом ресурсных ограничений может быть решен путем решения оптимизационных задач методом последовательных уступок. Реализация смешанной стратегии проектирования состоит в согласовании в итерационном режиме многокритериальной функции целей проекта с многокритериальной функцией возможностей. Здесь необходима структуризация целей проекта, готовых решений (паттернов) и ресурсных ограничений [21]. Структуризация приводит к построению иерархии этих компонентов. Что касается теории паттернов, то особый интерес представляет ее применение в системах, обладающих памятью, в частности в системах автоматизированного проектирования и конструирования. В общем случае различают паттерны проектирования, информационные паттерны, структурные и функциональные паттерны, порождающие паттерны. Можно также представить себе коммуникационные, организационные, управленческие паттерны, паттерн-компоновщик, паттерн-посредник, паттерн-стратегия, паттерн-состояние, паттерн-наблюдатель, паттерн-агент и даже паттерн типа «анти-шаблон», которые описывают, в каком направлении не следует двигаться при решении той или иной проблемы. «Анти-паттерны» - это ловушки, то есть классы наиболее часто встречающихся «плохих» решений проблемы, которые нужно избегать. Идея паттернов весьма плодотворна при создании базы знаний предприятия [30, 57, 66, 70]. Паттерн помимо типового решения должен содержать все свои связи. Если паттерн содержит типовое конструкторское решение (узел, блок, отсек и др.), то помимо описания конструкции (например, документа в формате 3-Д модели или 2-Д модели) в нем должно содержаться описание типов и видов связей с другими элементами конструкции, с которыми взаимодействует рассматриваемая конструкция, а также, если это необходимо, с внешними элементами. Следует отметить, что паттерн не является законченным решением, а представляет собой образец, который при конкретном применении может быть модифицирован. Паттерны обладают также свойствами инкапсуляции, наследования, полиморфизма и в какой-то степени хронологичны, то есть развиваются по мере поступления информации. Использование паттернов дает возможность: решать реальные проблемы и задачи; накапливать полученный опыт и передавать его другим; формировать персонифицированные и корпоративные базы знаний, а также общий словарь решений.
Особую роль паттерны приобретают при использовании в практике проектирования ракет – носителей PDM/PLM - решений в связке с системами автоматизированного проектирования (например,связка САПР Creo/Elements Pro и PDM-системы Windchill PDMLink.). В этом случае к паттернам следует отнести управляющие структуры (УС) и конструкторские сборки изделий (КСИ). Управляющие структуры включают управляющие сборки проектанта (УСП) и управляющие сборки конструктора (УСК), мастер – геометрии проектанта и конструктора. В УСП содержатся основные конструкторские параметры изделия – оси, плоскости, теоретические обводы всего изделия, модели границ блоков, основных узлов и агрегатов, модель распределения пространства; формируется структура изделия и эскизная проработка основных узлов и агрегатов. Все это составляет мастер-геометрию проектанта. В УСК, используя данные УСП, проводится более детальная конструкторская проработка изделия, создаются эскизные модели деталей, прорабатывается их стыковка и взаимодействие, создается мастер-геометрия отсеков и узлов.
КСИ включают такие разделы как сборки изделия верхнего уровня, подсборки и детали. Конструкторские сборки - это сборки твердотельных моделей. На этапе создания рабочей сборки изделия осуществляются следующие шаги: создание пустых объектов рабочей сборки в соответствии со структурой изделия; размещение моделей приборов и агрегатов в рабочей сборке на основании модели распределения пространства; перенос данных из эскизных моделей в конструкторские модели деталей; разработка точных конструкторских моделей деталей; разработка чертежей на базе конструкторских моделей деталей. Помимо вышеприведенного к паттернам относятся также результаты разработки стапельной оснастки и технологического оборудования. Это мастер-геометрия оснастки и оборудования в геометрической привязке к мастер-геометриям конструктора, конструкторской модели изделия и его элементов, 3-D модели и чертежи стапельной оснастки и технологического оборудования.
Важно то, что все перечисленные данные хранятся в PDM – системе, аккумулируют в себе проектно – технологический опыт предприятия и в случае удачных решений могут быть использованы в качестве шаблонов (паттернов) при создании новых образцов изделий. 3.2 Модель оценки эффективности распараллеливания работ при проектировании ракет-носителей Ракеты-носители представляют собой сложные технические комплексы, создавать их в рамках одного предприятия не представляется возможным, и необходима кооперация предприятий. Исторически сложилось так, что кооперации предприятий состоят из головного предприятия (разработчик проекта изделия в целом) и предприятий–соисполнителей (разработчики крупных составных частей изделия). К таким составным частям относятся: - двигательные установки; - системы управления; - разгонные блоки; - крупные элементы конструкции изделия (блоки, баки, переходные отсеки, головные обтекатели, фермы, адаптеры и др.); - стартовый комплекс; - технический комплекс (монтажно-испытательный комплекс, заправочные станции, энергетика и др); - инфраструктура полигона. Возникает задача эффективного распараллеливания работ между предприятиями-соисполнителями. Каждое из предприятий-соисполнителей также распараллеливает свою работу, то есть появляется вторичная кооперация и т. д. При создании РН тяжелого класса наиболее крупные конструкторские сборки (отдельные ступени РН) также поручают различным территориально распределенным организациям. В такой иерархической структуре важно распределить работу между участниками проекта таким образом, чтобы, с одной стороны, нагрузка на них с точки зрения сроков и трудоемкости была распределена наиболее равномерно, а с другой, чтобы минимизировались затраты ресурсов на координацию параллельно выполняемых работ.
В качестве математической модели оценки эффективности распараллеливания работ (в относительных единицах) в настоящей диссертационной работе предложено воспользоваться законом Амдаля [5], который предназначен для оценки эффективности параллельных вычислений в параллельно-последовательных системах.
Аналитический подход к оценке эффективности восходящего и смешанного проектирования ракет-носителей
Для первой субступени ракетный блок будет состоять из связки РБ первой ступени и массы топлива второй ступени Аттопл2, израсходованной на момент отделения РБ первой ступени. м Для второй субступени масса разгонного блока будет определяться как масса второй ступени без учета массы топлива второй ступени, израсходованной на момент отделения РБ первой ступени. С учетом этого значения чисел Циолковского будут следующими: % = М1-тТ1-ЬтТ2 М2-АтТ2 22 — М2 -тТ2 (4.18) (4.19) Примем следующие допущения: 1. двигатели первой и второй ступени начинают работать одновременно; 2. известны характеристики ДУ ступеней: суммарные тяги P1 и P2 и скорости истечения продуктов сгорания u1 и u2. Для случая одновременно работающих ДУ различных типов введем эквивалентную скорость истечения (эквивалентный удельный импульс) R+P2 имМ+у) ue = — =, P2 m1+m2 u 2+ где у ut=J-, і = 1,2, Mi m - секундный расход топлива ДУ /-ой ступени. Для РБ субступеней определим эквивалентные характеристики тК1 + тТ1 + АтТ2 mК2 + mТ2 — AmТ2 S == m S = (4.20) (4.21) (4.22) конструктивные (4.23) (4.24) Выразим (4.23) и (4.24) через заданные (исходные) конструктивные характеристики ступеней s1 и s2. (4.25) (4.26) С учетом (4.22) за все время работы ДУ первой ступени t1 будет выработана следующая масса топлива: Р, mТ1 =mxtl = -Ltl и, Р и AmТ2 =m2tl =—tx Поделив (4.26) на (4.25), получим AmТ2 = ——mТl = y—mТl. u2 u2 Р1 {A 21) Подставив (4.27) в (4.23), получим mKl + mTl + y— -mTl s = = l + (s1-l)(l + r—) , (4.28) mK1 щ где (X -1) = _ (следует из (4.17)). m К1 Для упрощения дальнейших вычислений введем дополнительную переменную /? = , (4.29) тТ2 характеризующую отношение массы топлива АтТ2, выработанного ДУ второй ступени за все время работы ДУ первой ступени tj, к массе всего топлива второй ступени.
С учетом (4.27) и (4.29), запишем (4.24) в виде s. = тК2 + тТ2 - {ЗтТ2 = 1 + _ 1)(1 _ g) (4.30) К2 m где (s2 -1) = ± (следует из (4.17)). m К2 По аналогии с (4.7) для двухступенчатого РН с последовательной схемой соединения ступеней условием оптимальности распределения чисел Циолковского будет: 2 V — 1 FnH=f(z 4) = TIz r- min (4.31) г г i=l S Z при обеспечении равенства потребной vxnomp и располагаемой к/ характеристической скорости: у «amp = урасп где УГп = ие In z + и2 In z 2 . (4.32) С учетом (4.28) и (4.30) целевую функцию (4.31) запишем в виде: Z]_ и, ( 1-1) v u2j , (s2-\)(\-j3) PnH=f(z ,z 2) = z ± V z\ v2 w H ., (4.33) и, l + (s2-l)(l-jB)-z2 zl 1 + C -l) l + r— и 2 J \ + у а основное ограничение задачи в виде: h = VInoap-uefozl-u2foz 2=0. С учетом специфики компоновки РН необходимо учитывать дополнительное ограничение на тяговооруженность ракетных блоков первой и второй ступеней (ть т2):
Для обеспечения падения отделяемых ракетных блоков первой ступени в заданные полигоны необходимо также ввести ограничение на момент их отделения от второй ступени. С учетом опыта проектирования и используемых программ изменения угла тангажа при выведении РН на опорные орбиты, в первом приближении это можно учитывать достигнутой характеристической скоростью: vlx=uehz; v \ (4.35) где v\ - характеристическая скорость, достигнутая первой субступенью на момент отделения ракетных блоков первой ступени; Vі - минимальное значение характеристической скорости, при которой допускается разделение ступеней. Таким образом, может быть сформулирована следующая оптимизационная задача: найти оптимальную совокупность проектных переменных (чисел Циолковского субступеней) при которых достигается минимум целевой функции (4.33): Zl Z2/ argmin ( i-l) 1 + / и, Ul\ 2 J u l + fa-l) 1 + (s2-\)(\-j3) l + 02-l)(l-/?)-z! (4.36) при выполнении ограничений: h = Vmp-uefozl-u2foz 2=0, =м,1пг -Vі 0, g2 = TX - T2 0. После решения этой оптимизационной задачи массовые характеристики РН определяются следующим образом: а значения z7, z2, Рик соответствуют оптимальному распределению чисел Циолковского по ступеням РН для заданных исходных данных (иі, щ, si, s2, yпотрy Для параметрического ряда РН, состоящего из п модификаций (с учетом того, что ракетный блок первой ступени состоит из жесткой связки k УРБ), (4.38) запишем в виде: тти = кітГУРБ =Уітпні, (4.39) где і=1,...,п. Из (4.39) выразим тТУРБ= -ттй,г = \...п. (4.40) Здесь yl=hlZ PnmJ=l-n, (4.41) zu zn, Рпні соответствуют оптимальному распределению чисел Циолковского по ступеням РН для заданных исходных данных (щи ui2, slh s2i, v"mp).
Выражение (4.40) записано с учетом того, что: в соответствии с (4.16) для РН, состоящих из последовательного соединения двух ступеней, оптимальные значения чисел Циолковского Z! и z2 зависят от потребной характеристической скорости Vxnomp, конструктивных характеристик Sj, s2 и скорости истечения продуктов горения UJ,U2 и не зависят от массы полезной нагрузки тпн; массы топлива для УРБ первой ступени всех модификаций РН принимаются равными.
Поэтому для вычисления vt (соответственно для вычисления оптимальных распределений чисел Циолковского zn и z2l) используются исходные данные (и1и Щ2, siu s2i, КГР) для каждой модификации параметрического ряда РН, а значение тпт при этом задаются произвольно, например, тпт = 1000 кг .
В частном случае, когда исходные данные (ип, ui2, slu s2i, V"mp) для всех п модификаций одинаковы и, соответственно, v1 =v2 = ... = vn, (4.42) можно записать в виде
Из (4.43) следует, что для оптимального параметрического ряда модификаций РН соотношение масс полезных нагрузок (mпн1:mпн2:…:mпнn) должно соответствовать соотношению количества УРБ в связках (k1: k2:…: kn).
Для параллельно-последовательного соединения ступеней соотношение вида (4.43) не выполняется. В этом можно убедиться, решив задачи оптимального распределения чисел Циолковского для некоторого набора исходных данных.
Выберем вариант из трех модификаций, выводящих на опорную орбиту полезную нагрузку массой, соответственно, 50, 100, 150 тонн. Пусть для этих нагрузок первая ступень РН формируется, соответственно, из 2, 4 и 6 УРБ.
Метод определения массово-энергетических соотношений для ракет-носителей с последовательным соединением ступеней, основанных на использовании существующих универсальных ракетных блоков
Разработка перспективных космических ракетных комплексов предусматривает решение ряда научно-технических задач, связанных со снижением техногенного воздействия на окружающую среду. В настоящее время сформулированы требования государственной экологической экспертизы [49], разработан ряд законов, федеральных и отраслевых ГОСТов [24, 48], определяющих современные требования к проектируемым ракетно космическим комплексам.
Основные направления снижения техногенного воздействия ракетных средств выведения на окружающую среду исследуются в работах [34, 35, 37, 38, 43, 58]. Дальнейшее развитие концепции и методологии снижения техногенного воздействия включает ряд конструкторско-технологических предложений, связанных с уменьшением остатков жидкого ракетного топлива в баках, сжатого газа в шар-баллонах, запасов электроэнергии в аккумуляторных батареях и выборе проектно-конструкторских параметров реализации этих предложений (тяга двигательной установки, время ее работы, реализуемый импульс, параметры системы газификации и т.д.).
Существо предлагаемых в настоящей диссертационной работе конструкторско-технологических и проектно-конструкторских решений [10, 77, 78, 83] направлено на обеспечение следующих требований: а) снижение засорения космическим мусором, в частности, увод отделяющейся части (ОЧ) космических средств выведения, в данном случае ступени РН или РБ, на орбиту утилизации после выведения полезной нагрузки на заданную орбиту; б) сокращение и уменьшение числа и площадей районов падения; в) обеспечения требований по неразрушению конструкции ОЧ ступеней РН при движении в плотных слоях атмосферы; г) отсутствие жидких остатков компонентов ракетного топлива в баках ОЧ ступеней РН, как остающихся на орбитах в защищаемых областях околоземного космического пространства, в соответствии с требованиями [67], так и попадающих в район падения ОЧ ступеней РН, в соответствии с рекомендациями [43].
Реализация вышеприведенных требований приводит к необходимости разработки дополнительных методов проектирования средств выведения, т.к. традиционные методы не предусматривали решение этих задач и являются неэффективными.
Рассмотрим возможные подходы к реализации требований (а) – (г) на основе проектирования дополнительных бортовых систем, обеспечивающих снижение техногенного воздействия РН с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) на окружающую среду.
Следует отметить, что РН с ЖРД имеют устоявшиеся традиции в проектирования и эксплуатации, поэтому введение новой бортовой системы в состав уже традиционных схемных решений приводит к необходимости учета дополнительных требований при проектировании бортовых систем, а также к разработке и проведению программ наземной отработки.
Очевидно, что обеспечение требований (а) – (г) приводит к дополнительному удорожанию КСВ, снижению полетной надежности из-за введения в состав новых бортовых систем, увеличению объемов наземной и летной отработки. Поэтому оптимизация материально-временных затрат при проектировании КСВ с учетом требований (а) - (г) является актуальной задачей.
Проанализируем парк существующих и перспективных российских и иностранных космических средств выведения с ЖРД. В таблице 5.1 приведены основные типы РН с указанием применяемых КРТ.
Анализ парка средств выведения показал, что предлагаемые методы и средства для решения проблемы газификации остатков жидких компонентов топлива применимы. Следует отметить необходимость дополнительных технических разработок для адаптации предложенных проектно-конструкторских и конструкторско-технологических решений при их использовании на конкретных РН.
В соответствии с рекомендациями Межведомственного координационного комитета по космическому мусору (МКККМ) для разработчиков и экплуатантов РН считаются целесообразными затраты до 15% от стоимости пуска на решение задачи по ликвидации космического мусора.
Предлагается следующая общая постановка задачи выбора конструкторско-технологических решений и проектно-конструкторских параметров РН: выбор традиционных основных проектно-баллистических параметров (число ступеней, начальные тяговооруженности, соотношения масс ступеней, программы тангажа и т.д.) на основе традиционных подходов; обеспечение дополнительных требований (а) - (г) по снижению техногенных воздействий, предусматривающих реализацию на основе автономных дополнительных бортовых систем, принципы которых изложены, например в [63, 84], путем выбора их конструкторско-технологических решений и проектно-конструкторских параметров; уточнение основных выбранных проектно - баллистических и конструктивных параметров РН.
Следует учитывать, что различные проявления факторов техногенного воздействие КСВ могут существенно различаться и противоречить друг другу. Например, выбранная траектория полета РН с позиций обеспечения оптимальных районов падения ОЧ ступеней РН может оказаться неоптимальной для целевых орбит выведения РН.
На данном этапе исследований рассматриваются участки жизненного цикла КСВ, на которых ОЧ ступеней РН с ЖРД оказывают наибольшее техногенное воздействие на окружающую среду: - орбитальные ОЧ ступеней РН с остатками жидкого топлива, находящиеся в околоземном космическом пространстве в защищаемых зонах после завершения участка выведения полезных нагрузок на орбиты функционирования в низкоорбитальной части (орбиты до 2000 км и геостационарная орбита); - районы падения ОЧ ступеней РН, в том числе основные параметры воздействия на окружающую среду: площадь разброса точек падения ОЧ (или их фрагментов) и количество остатков топлива, попадающих на поверхность Земли при одном пуске.
Для решения задачи снижения техногенного воздействия ОЧ ступеней РН на окружающую среду предлагается рассмотрение различных направлений использования остатков топлива в баках: от их газификации и выброса в окружающее космическое пространство до использования энергетического ресурса, заключенного в жидких остатках топлива для совершения дополнительных маневров [63, 84].
Использование ресурсов, заключенных в невыработанных остатках сжатых газов, электроэнергии в батареях предлагается по их прямому назначению при функционировании бортовой системы снижения техногенного воздействия без трансформации, как физического состояния источников энергии, так и конструкций шар-баллонов и батарей.