Введение

Современные вызовы в области экологического мониторинга, управления чрезвычайными ситуациями, картографирования и контроля инфраструктуры обусловливают возрастающую потребность в оперативных и достоверных данных о состоянии Земли. Космические системы дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), основанные на использовании малых космических аппаратов (МКА), являются ключевым инструментом для решения этих задач. Их преимущества включают относительно низкую стоимость создания и выведения, возможность формирования орбитальных группировок для обеспечения высокой временной периодичности наблюдений и гибкость при модернизации.

Однако создание эффективной космической системы (КС) глобального мониторинга сопряжено с комплексом взаимосвязанных проблем, среди которых центральное место занимает проектирование ракетно-космического комплекса (РКК). РКК является критически важным элементом, обеспечивающим доставку МКА на целевую орбиту, и его характеристики напрямую влияют на стоимость, сроки и надежность реализации всей миссии. Проектирование РКК представляет собой сложную многокритериальную задачу, требующую учета множества факторов: энергетических возможностей средств выведения, совместимости с наземной космической инфраструктурой (НКИ), требований по надежности, экологической безопасности и минимизации затрат на протяжении всего жизненного цикла.

Традиционные подходы к проектированию, сфокусированные на локальной оптимизации отдельных подсистем, не всегда позволяют найти глобально оптимальное решение для такой сложной системы. В этой связи актуальным является применение методологии системного инжиниринга (СИ), которая предоставляет целостный, структурированный подход к проектированию, верификации и управлению сложными техническими системами на всех этапах их жизненного цикла.

Целью данного исследования является разработка и апробация системного подхода к оптимизации архитектуры РКК для выведения двух экспериментальных МКА (ЭМКА) на солнечно-синхронную орбиту (ССО) в интересах КС глобального мониторинга Земли.

Для достижения поставленной цели решаются следующие задачи:

1. Провести анализ текущего состояния и потребностей в области КС ДЗЗ.
2. Сформировать перечень альтернативных вариантов построения РКК.
3. Разработать систему требований к объекту исследования.
4. Выбрать и обосновать применение методов системного инжиниринга для оптимизации РКК.
5. Провести сравнительный анализ альтернатив и сформулировать рекомендации по выбору оптимальной конфигурации.

1. Анализ текущей ситуации и потребностей

Космическая система глобального мониторинга, рассматриваемая в работе, предназначена для решения широкого круга прикладных задач:

— Мониторинг промышленной, транспортной и социальной инфраструктуры.

— Контроль природопользования и недропользования.

— Обновление картографических материалов.

— Оперативное наблюдение за зонами чрезвычайных ситуаций.

Для выполнения этих задач КС должна обеспечивать получение многоспектральных панхроматических и многозональных изображений в видимом и ближнем инфракрасном диапазонах с заданным геометрическим разрешением и производительностью.

В состав КС входят следующие основные компоненты:

— Орбитальная группировка (ОГ): два экспериментальных МКА.

— Наземный комплекс управления (НКУ): осуществляет планирование работ, управление КА и контроль их состояния.

— Наземный комплекс приёма, обработки и распространения информации (НКПОР): обеспечивает приём целевой информации, её обработку, каталогизацию и доведение до потребителей.

— Ракетно-космический комплекс (РКК): предназначен для выведения ОГ на целевую орбиту.

Потребности ключевых заинтересованных сторон, таких как государственные космические корпорации и тематические заказчики, включают:

— Минимизацию сроков и стоимости создания системы.

— Обеспечение высокой надежности выведения.

— Соблюдение требований экологической безопасности (использование экологически чистых компонентов топлива, минимизация космического мусора).

— Максимальное использование существующей наземной инфраструктуры и проверенных технических решений.

2. Объект исследования: варианты построения РКК

Объектом исследования является ракетно-космический комплекс для выведения МКА на околокруговую солнечно-синхронную орбиту высотой 400–600 км. Было рассмотрено 7 вариантов формирования РКК на основе 5 типов РН и 4 типов РБ.

2.1. Варианты на основе РН тяжелого и среднего класса

1. РН тяжелого класса с соответствующим разгонным блоком

— Преимущества: Высокие энергетические возможности (выведение более 20 т на НОО), использование экологически чистого топлива (кислород-керосин). Гарантированный запас по размещению ПН под головным обтекателем (ГО).

— Недостатки: Запуск двух ЭМКА является экономически нецелесообразным в качестве целевого; они могут быть выведены только как попутная полезная нагрузка, что ставит их запуск в зависимость от графика и параметров орбиты основной ПН. Относительно высокая стоимость пуска.

2. РН среднего класса с многоразовым разгонным блоком

— Преимущества: Высокая надежность и отработанность платформы. Разгонный блок обладает многократным включением, что позволяет реализовывать гибкие схемы выведения. ГО позволяет разместить до 8 МКА, предоставляя возможность для группового запуска. Наименьший объем дооборудования НКИ среди рассматриваемых стартовых комплексов.

— Недостатки: Использование традиционных топлив.

2.2. Варианты на основе РН легкого класса

3. РН легкого класса первого типа с агрегатным модулем

— Преимущества: Специализация на выведении легких ПН, использование экологически чистого топлива на основных ступенях. Наличие запаса по массе для выведения двух МКА (до 1090 кг на ССО 500 км), что позволяет добавить попутную нагрузку.

— Недостатки: Ограниченный объем зоны полезной нагрузки под ГО. Необходимость уточнения объемов дооборудования НКИ. Агрегатный модуль работает на высококипящих токсичных компонентах топлива.

4. РН легкого класса второго типа

— Преимущества: Отработанная конструкция.

— Недостатки: Использование высокотоксичных компонентов топлива на всех ступенях. Отсутствие запаса по массе и размещению для дополнительной ПН. Программа использования данной РН близка к завершению, что ограничивает перспективы применения.

3. Формирование требований к объекту исследования

На основе анализа потребностей заказчика и специфики космических систем был сформирован комплекс требований к РКК.

3.1. Функциональные требования. РКК должен обеспечивать полный цикл операций: транспортировку, хранение, сборку, испытания, заправку, предстартовую подготовку, пуск РКН, контроль полета, выведение на целевую орбиту, а также проведение работ в случае несостоявшегося пуска или аварийной ситуации.

3.2. Точностные и ограничительные требования

— Выведение на опорную орбиту с параметрами: высота 171±2 / 200±5 км, наклонение 97.8°±2°.

— Стартовая масса КГЧ: до 7440 кг.

— Вероятность успешного выведения: не менее 0,985.

— Климатические условия эксплуатации: от -40°C до +40°C, скорость ветра до 25 м/с.

— Соблюдение требований ГОСТ по ограничению техногенного засорения околоземного космического пространства.

3.3. Эксплуатационные и критические требования

— Электромагнитная совместимость всех систем.

— Сохранение работоспособности после воздействия механических, климатических и радиационных факторов.

— Обеспечение промышленной и экологической безопасности в соответствии с законодательством.

— Контролепригодность и приспособленность к техническому диагностированию.

4. Предмет исследования: методология системного инжиниринга

Для решения задачи оптимизации РКК в качестве предмета исследования были выбраны следующие методы СИ:

— Метод системного анализа: для декомпозиции РКК на подсистемы, выявления взаимосвязей и анализа функций.

— Метод анализа иерархий (МАИ): для структурирования проблемы выбора в виде иерархии (цель, критерии, альтернативы) и количественного сравнения вариантов.

— Метод многокритериального выбора решений: для интегральной оценки альтернатив с учетом взвешенных критериев.

— Построение структурированной функции качества (СФК) методом уДК: для перевода качественных требований заказчика в количественные технические характеристики.

Разработанный алгоритм применения методов СИ включает следующие этапы:

1. Формирование входных данных: Определение потребностей заказчика, целей системы, ограничений.
2. Функциональный анализ: разработка функциональной архитектуры РКК с использованием FMEA, N2-диаграмм или аналогичных средств. Цель — минимизация взаимосвязей между подсистемами (в соответствии со стандартом IEC 61508 по функциональной безопасности) и обеспечение трассируемости функций от миссии до уровня компонентов.
3. Синтез альтернатив: формирование перечня возможных вариантов построения РКК.
4. Формирование системы требований: декомпозиция требований верхнего уровня на требования к подсистемам и компонентам.
5. Построение иерархии критериев: выбор критериев для оценки альтернатив (например, стоимость, надежность, сроки реализации, энергетические возможности, объем дооборудования, экологичность).
6. Попарное сравнение критериев и альтернатив: экспертная оценка в рамках МАИ для определения весовых коэффициентов критериев и оценок альтернатив по каждому критерию.
7. Многопараметрическая оптимизация и выбор оптимального варианта: расчет интегрального показателя для каждой альтернативы и выбор наилучшего решения.
8. Синтез физической архитектуры и ТЭО: детальная проработка выбранного варианта и оценка его экономической эффективности.

5. Сравнительный анализ и выбор оптимальной конфигурации РКК

Для проведения сравнительного анализа построена иерархическая структура:

 Цель: выбор оптимального варианта РКК.

 Критерии первого уровня:

— С1. Техническая эффективность (включая энергетические возможности, надежность, точность выведения).

— С2. Экономическая эффективность (стоимость РКН, объем дооборудования НКИ).

— С3. Сроки реализации (готовность РН, сложность адаптации).

— С4. Экологическая безопасность (тип топлива).

— С5. Гибкость и перспективность (возможность группового запуска, наличие запаса по массе).

 Альтернативы: рассмотренные 7 вариантов РКК.

В результате попарного сравнения критериев экспертами были установлены весовые коэффициенты. Наибольший вес был присвоен критериям «Техническая эффективность» и «Экономическая эффективность».

Далее каждая альтернатива оценивалась по каждому критерию, например:

— По критерию «Техническая эффективность» наивысшие оценки получили РН тяжелого класса и РН среднего класса с многоразовым разгонным блоком благодаря высокой надежности и энергетическим возможностям.

— По критерию «Экономическая эффективность» лидером стал вариант с РН среднего класса с многоразовым разгонным блоком ввиду минимального объема дооборудования НКИ.

— По критерию «Экологическая безопасность» варианты на РН тяжелого и легкого классов получили преимущество за счет использования кислород-керосиновой пары на основных ступенях.

После расчета интегральных приоритетов по методу МАИ наивысший ранг был присвоен варианту с использованием РН среднего класса с многоразовым разгонным блоком.

Обоснование выбора:

1. Сбалансированность характеристик: данный вариант демонстрирует высокие показатели по всем ключевым критериям, не имея явных слабых мест.
2. Минимизация затрат: объем дооборудования наземной инфраструктуры оценивается как минимальный, что снижает капитальные расходы.
3. Гибкость: указанные технические средства предоставляют возможность выведения не менее двух аппаратов как в качестве целевой, так и попутной нагрузки, а также позволяют в будущем увеличить группировку.
4. Надежность: выбранная платформа имеет длительную и успешную историю эксплуатации.
5. Оперативность: готовность инфраструктуры и носителя позволяет реализовать запуск в сжатые сроки.

6. Выводы

1. Применение методологии системного инжиниринга позволило структурировать сложную задачу оптимизации РКК, учесть разнородные требования заинтересованных сторон и провести объективное сравнение альтернативных вариантов на количественной основе.
2. Проведенный функциональный анализ и синтез требований обеспечили трассируемость от задач космической системы мониторинга до конкретных характеристик компонентов РКК.
3. Использование метода анализа иерархий в сочетании с многокритериальным подходом позволило выявить наиболее сбалансированное решение — РКК на базе РН среднего класса с многоразовым разгонным блоком.
4. Разработанный алгоритм может быть адаптирован и применен для проектирования РКК и других сложных технических систем в ракетно-космической отрасли.

Перспективы дальнейших исследований связаны с углубленной проработкой физической архитектуры выбранного варианта РКК, проведением детального технико-экономического обоснования, а также с интеграцией методов СИ с технологиями цифрового проектирования (создание цифровых двойников) для повышения точности прогнозирования и оптимизации характеристик комплекса.

Литература:

1. Романов А. А., Романов А. А. «Прикладной системный инжиниринг: на пути к цифровому инжинирингу». 2025.
2. ГОСТ Р 53802–2010. Системы и комплексы космические. Термины и определения.
3. ГОСТ Р 52925–2018. Изделия космической техники. Общие требования к космическим средствам по ограничению техногенного засорения околоземного космического пространства.
4. Саати Т. Принятие решений. Метод анализа иерархий. — М.: Радио и связь, 1993.
5. INCOSE Systems Engineering Handbook: A Guide for System Life Cycle Processes and Activities. — 4th Edition. — 2015.