Сценарий и траектория миссии проекта «Венера-Д»

Сценарий миссии. Для доставки аппаратов проекта «Венера-Д» рассматривается следующий сценарий. Все элементы проекта, включая посадочную и орбитальную части, выводятся в составе одного блока на перелётную к Венере траекторию с помощью носителя «Протон-М» или «Ангара-5» с разгонной ступенью ДМ-3. На траектории перелёта производится несколько сеансов траекторных измерений с последующими после их обработки манёврами коррекции траектории. Управление всем блоком на этом участке полёта осуществляется за счёт основного орбитального аппарата. Далее, за трое или более суток до достижения Венеры происходит разделение орбитального и спускаемого аппаратов. Спускаемый аппарат продолжает полёт по траектории, обеспечивающей вход в атмосферу. При этом корректирующие манёвры спускаемого аппарата после отделения не предусмотрены.
Оставшаяся часть перелётного блока переводится на пролётную гиперболическую относительно Венеры орбиту за счёт включения двигательной установки в момент отделения. При достижении окрестности Венеры производится манёвр для перевода блока на высокоэллиптическую орбиту её спутника. Помимо научных задач, орбитальный аппарат выполняет задачи ретранслятора для передачи на Землю научных данных, собираемых другими составляющими миссии. Как выглядит достижимое множество возможных орбит в системе отсчёта, связанной с Венерой, для практически одной и той же орбиты перелёта, показано на рисунке 1.13.
Рисунок 1.13 - Подлётные траектории[Эйсмонт Н.А., Засова Л.В., Симонов А.В., Коваленко И.Д.,Горинов Д.А., Аббакумов А.С., Бобер С.А.Сценарий и траектория миссии «ВЕНЕРА-Д». «ВЕСТНИК «НПО ИМЕНИ С.А. ЛАВОЧКИНА».4.2018]
С приближением к Венере гиперболические траектории, образующие возможные траектории подлёта, достигают перицентров, образующих для выбранного радиуса перицентра окружность, как показано на рисунке 1.14. Выбор конкретного перицентра определяется рядом условий, приводимых ниже.
Манёвр для перевода на эллиптическую орбиту осуществляется в районе перицентра подлётной гиперболической траектории. Если планируется выведение малого космического аппарата в окрестность коллинеарной точки либрации L1, то включение двигательной установки тормозит блок до относительной скорости несколько ниже параболической, а по достижении соответствующей величины скорости последний отделяется и оказывается на траектории перехода в эту область. Оставшийся блок, включающий основной орбитальной аппарат и его малый спутник, выводится на высокоэллиптическую орбиту спутника Венеры с орбитальным периодом в одни земные сутки и высотой перицентра 400 км (соответствующая высота апоцентра при этом окало 72000 км).
Рисунок 1.14 - Многообразие траекторий подлёта в области перицентров для фиксированной относительной скорости на бесконечности[Эйсмонт Н.А., Засова Л.В., Симонов А.В., Коваленко И.Д.,Горинов Д.А., Аббакумов А.С., Бобер С.А.Сценарий и траектория миссии «ВЕНЕРА-Д». «ВЕСТНИК «НПО ИМЕНИ С.А. ЛАВОЧКИНА».4.2018]
Требования к характеристикам аппаратов и рабочей орбите. Для запуска аппаратов «Венера-Д» рассматриваются варианты запуска с 2026 по 2031 год. При этом оцениваются возможности перелёта в течение первого [Левантовский В.И. Механика космического полёта в элементарном изложении. М.: Наука. 1980. 512 с.] или второго полувитка гелиоцентрической траектории. Интервал между окнами старта для каждого варианта соответствует синодическому периоду движения Венеры относительно Земли, равному 583.92 земных суток [Wertz James Я Spacecraft attitude determination and control. Springer Science & Business Media. 2012. 858 p.].
Оптимизация траекторий ведется по величине импульса скорости, необходимого для выведения аппарата на рабочую орбиту спутника Венеры, и окна старта определяются для интервала в две недели в окрестности оптимальной даты старта. В качестве рабочей орбиты была выбрана высокоэллиптическая орбита с высотой перицентра 400 км и периодом 24 часа. Кроме того, вариант 48-часового периода орбиты также рассматривается.
Выбранный вариант рабочей орбиты должен обеспечить возможность передачи информации на основной спутник с посадочного аппарата на этапе спуска в атмосфере после раскрытия парашюта, а также после посадки на поверхность Венеры и последующей передачи данных на Землю.
Кроме того, успешный опыт реализации предыдущих советских и российских миссий к Венере демонстрирует преимущество данного выбора орбиты.
Продолжительность жизни основного посадочного аппарата, включая фазу его парашютного спуска на поверхность, ограничивается высокой температурой атмосферы в её нижних слоях, близких к поверхности (до 460 градусов по Цельсию), и ожидается в пределах трёх часов: в это время требуется поддерживать радиолинию со спутником

. Однако для нашего проекта планируется вместе с упомянутым основным аппаратом доставить малый (массой не более 20 кг) с ограниченными функциями, но значительно более длительным временем работы на поверхности - более двух месяцев. Соответственно, для него необходимо обеспечивать возможность передавать информацию на спутник в течение всего этого периода, т.е. их взаимное положение должно быль таковым, чтобы они максимально долго оставались в пределах взаимной видимости.
Что касается планируемой эксплуатации орбитального аппарата (основного спутника), то её длительность ожидается в пределах трёх лет, что означает выполнение требования по эволюции орбиты: за это время высота перицентра (на этот параметр влияет гравитация Солнца) не должна снизиться до величины менее 350 км.
Дополнительные ограничения на выбор орбиты спутника возникают также для случая, когда принимается вариант проекта с выведением малого аппарата в окрестность точки либрации L1, поскольку подлётная траектория, подходящая для выведения аппарата на требуемую орбиту спутника, может оказаться неподходящей для перехода в окрестность точки либрации.
Таким образом, выбор приемлемых целевых параметров используемых в проекте аппаратов требует поиска компромиссных их сочетаний, включая сам состав экспериментов и аппаратов.
Проектирование траектории перелёта и её влияние на целевые параметры миссии. Проектом ставится задача посадить аппарат в заданный район на поверхности Венеры (точнее говоря, два аппарата: большой основной с временем жизни 3 часа и малый дополнительный с временем функционирования более двух месяцев). Одновременно на орбиту спутника должен быть выведен аппарат, решающий свои научные задачи и обеспечивающий передачу информации с посадочных аппаратов. Как дополнительные составляющие планируются субспутник и аппарат в окрестности точки либрации L1.
Двигаясь по номинальной перелётной гелиоцентрической траектории в составе блока нескольких аппаратов, спускаемый аппарат (внутри которого находятся посадочные) после отделения оказывается на номинальной траектории входа в атмосферу. Его движение после отделения и далее в атмосфере происходит без управляющих воздействий и без подъёмной силы (такой вход в атмосферу называют баллистическим).
На этапе разработки проекта определяется совокупность точек на поверхности, достижимых при выбранной траектории перелёта. При этом точность оценок достаточна, если полагать, как это показано на рисунках 1 и 2, что все относительные траектории подлёта к планете равнозначны и характеризуются только вектором скорости на бесконечности V, который может быть размещён вдоль любой образующей на показанном цилиндре. Радиус этого цилиндра определяется радиусом перицентра гиперболической пролётной траектории, а его ось как уже говорилось, направлена вдоль вектора V. Задавая радиус перицентра, мы получаем угол между направлением этого вектора и направлением в перицентр [Eismont N. et al. On the Possibility of the Guidance of Small Asteroids to Dangerous Celestial Bodies Using the Gravity' Assist Maneuvers // Solar System Research. 2013. V. 47, № 4. P. 325-333.]. Для этого достаточно применить формулы кеплерова движения. Применяя те же соотношения, можно по радиусу входа и углу входа (углу между вектором скорости и местным горизонтом) на этом радиусе получить соответствующий радиус перицентра и величину скорости при этом.
Таким образом, для определяемого решением задачи перелёта к Венере вектора скорости на бесконечности мы получаем дату (время) прилёта и радиус окружности на поверхности, определяемый упомянутым выше углом, если выбран угол входа в атмосферу. Выбор этого угла определяется величиной максимальной допустимой перегрузки при входе, которая при фиксированной скорости входа пропорциональна синусу угла входа и обратной шкале высот на интервале, где достигается максимальная перегрузка. Обращаясь к опыту запусков советских аппаратов «ВЕНЕРА», можно принять в качестве максимально допустимого её значения 130, которому соответствует угол входа около 22 градусов.
С изменением параметров перелётной орбиты, например дат старта и прилёта, изменяется и положение окружностей посадки на поверхности Венеры. При этом величина полезной нагрузки может уменьшиться, однако это может быть платой за возможность выполнить посадку в более востребованном с точки зрения научных задач месте.
В таблицах 1.6 и 1.7 приведены характеристики траекторий перелёта к Венере для двух окон запуска: в 2026 и 2031 годах. Траектории перелётов Земля - Венера в проекции на плоскость эклиптики для вариантов, соответствующих серединам периодов запуска, приведены ил рисунках 1.15 и 1.16.
Рисунок 1.15 - Траектория перелёта со стартом 09.06.2026 и прилётом 09.12.2026 [Эйсмонт Н.А., Засова Л.В., Симонов А.В., Коваленко И.Д.,Горинов Д.А., Аббакумов А.С., Бобер С.А.Сценарий и траектория миссии «ВЕНЕРА-Д»