Способ доставки с орбитальной станции на землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания космической тросовой системы



Способ доставки с орбитальной станции на землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания космической тросовой системы
Способ доставки с орбитальной станции на землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания космической тросовой системы
Способ доставки с орбитальной станции на землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания космической тросовой системы
Способ доставки с орбитальной станции на землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания космической тросовой системы

 


Владельцы патента RU 2497729:

Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы включает расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции. Отделение спускаемого аппарата производят против вектора орбитальной скорости без управления силой натяжения троса при удалении спускаемого аппарата. На реверсном участке траектории производят выборку свободного троса. Достигается упрощение практической реализации и повышение эффективности развертывания тросовой системы. 4 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Изобретение может быть использовано для доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата без использования реактивной двигательной установки и затрат рабочего тела на выполнение маневров.

Под космической тросовой системой (КТС) понимается совокупность из двух космических аппаратов, соединенных длинным тонким тросом. В нашем случае - это орбитальная станция (ОС) и спускаемый аппарат (СА). Масса СА составляет доли процента от массы ОС, что сопоставимо с интегральной погрешностью модели и метода вычислений.

Развертывание КТС происходит из начального монолитного состояния системы путем расталкивания объектов с малой начальной относительной скоростью. Связанные тросом объекты удаляются друг от друга по невозмущенным траекториям при свободной подаче троса с устройства подачи-выборки. Процесс развертывания троса завершается переводом КТС в устойчивый режим движения на натянутом тросе фиксированной длины. Если параметры относительного движения не зависят от времени, то КТС движется в режиме гравистабилизации. Если параметры относительного движения изменяются по гармоническому закону, то КТС движется в режиме ротации или в режиме либрационных колебаний [3, 4]. Потенциальные области целевого применения КТС предполагают именно такие режимы движения. Среди целевых задач применения КТС наиболее полно в теоретическом и экспериментальном плане проработан спуск на Землю малого фрагмента (капсулы) ОС.

Перевод СА с круговой орбиты ОС на траекторию спуска после их разделения производится за счет перераспределения полной механической энергии всей системы (ОС+СА) между ее элементами. При этом удельная механическая энергия СА уменьшается до величины, необходимой для входа в атмосферу Земли и спуска, а удельная механическая энергия ОС возрастает на соответствующую величину. Проводником удельной механической энергии является связующий эти элементы трос. Принцип обмена механической энергией в такой системе реализуется по третьему закону Ньютона через реакцию натяжения троса, которая может выступать в качестве управляющего воздействия. Величина силы натяжения троса зависит от соотношения масс элементов КТС, параметров орбиты центра масс КТС и параметров относительного движения СА.

Переход СА на траекторию спуска происходит после развертывания троса на заданную длину с последующим переводом КТС в режим попутного колебательного движения и отрезанием троса в момент прохождения СА местной вертикали ОС. Эта схема маневра исследована в работах [2-5, 9-11] и на сегодняшний день она считается наиболее вероятной к практической реализации. Это обусловлено тем, что данная схема маневра позволяет обеспечить максимальный обмен энергии между концевыми телами КТС.

Развертывание КТС в технологической цепочке маневра является основной задачей, техническая реализация которой может быть достигнута различными способами. Все известные способы развертывания связки двух космических объектов основаны на следующей общей схеме. В исходном состоянии два объекта, соединенных тросом, состыкованы друг с другом, а трос компактно уложен. В определенный момент времени объекты расстыковываются и одному из объектов или обоим объектам сообщают начальную скорость расхождения, например, с помощью пружинных толкателей. После этого объекты осуществляют взаимное расхождение, во время которого производится выпуск соединяющего их троса. Выпуск троса осуществляется с помощью различных устройств до момента достижения заданных терминальных условий, соответствующих одному из трех указанных выше режимов движения КТС. Если достижение заданных терминальных условий обеспечивается начальными условиями движения СА в момент разделения при свободной подаче троса, то соответствующая схема развертывания называется пассивной. Если производится управляемая подача троса, то соответствующая схема развертывания называется активной.

Существенным параметром схемы развертывания является направление отделения СА. В работах [5-8, 11, 12] рассматривается отделение малого КА связки вниз по местной вертикали. Первая публикация [12], в которой рассматривалось такое разделение объектов, посвящена развертыванию короткой связки на местную вертикаль. Аналогичная схема отделения при развертывании КТС с большой длиной троса на местную вертикаль постоянно усовершенствовалась в направлении упрощения программ управления [6, 7]. В работе [4] проведено исследование влияния ориентации импульса разделения на параметры относительного движения в конце начального участка разведения и удовлетворении условий для непосредственного перехода к основному участку развертывания. Показано, что при трансверсальном импульсе разделения реализуется максимальный спектр траекторий управляемого развертывания на натянутом тросе. При этом длительность начального участка неуправляемого разведения минимальна. Таким образом, отделение вниз по местной вертикали неэффективно по величине приращения кинетической энергии, но оправдано эффективностью достижения конечных условий при развертывании КТС на местную вертикаль.

Наиболее близким аналогом изобретения является способ доставки с орбиты на поверхность Земли малого КА, описание которого изложено в работе [5]. Эта работа выполнена по программе подготовки к тросовому эксперименту YES2 на КА «Фотон-М» в сентябре 2007 года. В работе исследована схема отделения СА вниз по местной вертикали с последующим развертыванием и переводом системы в маятниковый режим движения с целью доставки на поверхность Земли малого КА. Для перевода системы в устойчивый режим маятникового движения с максимально допустимой амплитудой предложена двухэтапная программа развертывания системы с различными законами управления силой натяжения на каждом из них. Первый этап - выведение СА на местную вертикаль ОС на удалении 3-5 км. На втором этапе производится развертывание троса на всю длину с максимизацией амплитуды маятникового движения.

Управление силой натяжения троса на первом этапе производится по сложному закону и практически сразу после отделения СА. Величина управляющих ускорений для спускаемого аппарата массой менее 100 кг имеет порядок (10-4-10-3) g.

Управление силой натяжения на втором этапе имеет релейный характер. Продолжительность этапа составляет 0,33-0,75 от периода обращения БКА. Скорость разматывания троса на этом этапе достигает значений 15-35 м/с. Управление имеет целью развертывание КТС на заданную длину троса с обеспечением в конце участка разведения условий перехода системы в устойчивый режим маятникового движения с максимально допустимой амплитудой.

Недостатками этого способа, принятого в качестве прототипа, являются его низкая энергетическая эффективность по критерию отбора удельной механической энергии у СА, а также сложность практической реализации программы управления развертыванием системы.

Энергетическая эффективность способа определяется двумя факторами: обменом импульсами объектов при их расталкивании, а также амплитудой маятникового движения. Из теории известно, что энергетически оптимальным является разделение объектов по линии вектора орбитальной скорости, то есть СА необходимо отделять против вектора орбитальной скорости. В прототипе выбранное направление отделения СА на 90° отличается от оптимального.

Увеличение амплитуды маятникового движения также повышает энергоэффективность маневра. В работе [3] определена максимальная амплитуда из условия устойчивости маятникового движения. Максимум ограничивается значением полярного угла ψ=66° (угол между линией визирования концевых элементов связки и местной вертикалью ОС). Это значение является предельным, то есть колебания КТС с меньшей амплитудой происходят всегда на натянутом тросе. Видимо этот результат ограничивал области исследования многих авторов [2, 4, 5, 11], в том числе и авторов прототипа. Но попутное маятниковое движение, как показано в работах [9, 10], устойчиво с амплитудой, близкой к 90°. Учет этого факта позволяет заметно повысить энергоэффективность и расширить маневренные возможности КТС.

Второй недостаток прототипа - сложность практической реализации программы управления развертыванием системы - обусловлен тем, что активное управление силой натяжения троса производится сразу после отделения СА.

При малом удалении объектов связки управление силой натяжения может вызвать обратный эффект («схлопывание»). Во избежание этой очевидной опасности в прототипе предусмотрено ограничение по величине управляющего ускорения (10-4-10-3) g, что соизмеримо с погрешностями модели, измерительных приборов и исполнительных органов. Кроме того, скорость разматывания троса на втором этапе достигает значений 15-35 м/с. Реализация такой скорости подачи троса на техническом устройстве будет непременно сопровождаться значительным неконтролируемым ростом паразитных сил кулоновской и инерционной природы. Совокупность именно этих недостатков не позволила развернуть на полную длину тросовую систему в летном эксперименте YES2 в сентябре 2007 года.

Для устранения этих недостатков предлагается способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания КТС. При одинаковых временных затратах на маневр способ имеет ряд заметных преимуществ. Технологически схему маневра, лежащего в основе предлагаемого способа, разделяют на четыре этапа [10] (фиг.1):

1. Отделение СА от ОС, находящейся на околоземной круговой орбите радиуса rc подачей трансверсального тормозного импульса ΔV.

1-2. Пассивное развертывание КТС путем свободной подачи троса на максимальную (заданную) длину троса l+. Обеспечение в конце участка разведения условий плавного перехода в режим попутного колебательного движения КТС.

2-3. Пассивное маятниковое движение КТС до момента прохождения СА местной вертикали ОС.

3-4. Отделение (путем разрыва троса) и переход СА на траекторию спуска с последующим входом в плотные слои атмосферы на высоте НУГА (условная граница атмосферы).

После трансверсального расталкивания тормозным импульсом ΔV при свободной подаче троса, СА переходит на траекторию относительного движения, представленную на фигуре 2 в подвижной орбитальной системе координат в виде годографа вектора относительной дальности. На этой траектории есть две особые точки t- и t+, которые являются границами реверсного (возвратного) участка движения СА. Положение точек определено из условия равенства нулю относительной скорости движения СА. На переходной эллиптической орбите СА эти точки расположены симметрично относительно линии апсид и их положение на орбите стабильно при ΔV<30 м/с и определяется координатами: ϑ-=139°, ϑ+=221°. Относительная дальность до СА в особых точках , . Уменьшение дальности в конце реверсного участка составляет . Значение полярного угла . Угловые скорости линии визирования СА . Время прибытия в точки: , . Максимальная скорость развертывания троса равна 6,5 ΔV. Максимальная скорость выборки троса на реверсном участке равна начальной скорости при расталкивании объектов. Во второй особой точке ϑ+=221° выполняются условия безударного перехода в устойчивый режим попутного колебательного движения КТС с максимально возможной амплитудой ψ+≈(86-88)°. Подробный анализ параметров относительного движения СА представлен в работе [10].

После фиксирования троса во второй особой точке КТС перейдет в режим попутного колебательного движения. Через интервал времени, равный , где , µ=398600,44 км3с-2, СА пересечет линию местной вертикали с относительной угловой скоростью . После отрезания троса в этот момент СА перейдет на эллиптическую орбиту спуска О3 (фиг.3), линия апсид которой совпадает с линией апсид переходной орбиты при свободной выборке троса. Точка отделения СА на этой орбите является точкой апогея радиуса , скорость в которой равна . Если радиус перигея этой орбиты будет меньше радиуса условной границы атмосферы, то СА, рассеивая энергию в атмосфере, перейдет на траекторию спуска. Угол входа СА в атмосферу определяется геометрическими параметрами орбиты спуска О33 - эксцентриситет, р3 - фокальный параметр) и геоцентрическим радиусом точки входа в атмосферу rвx: , где , .

Оценить энергоэффективность рассмотренного способа доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания КТС можно с помощью эквивалентных затрат характеристической скорости на реализацию сходных условий входа в атмосферу ракетодинамическим способом: .

Циклограмма развертывания КТС в маневре спуска представлена на фигуре 4. Подробный анализ предлагаемого способа спуска изложен в работе [10].

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Динамика космических систем с тросовыми и шарнирными соединениями / А.П. Алпатов, В.В. Белецкий, В.И. Драновский, А.Е. Закржевский, А.В. Пироженко, Г. Трогер, B.C. Хорошилов - Москва-Ижевск: НИЦ «Регулярная и хаотическая динамика». Институт компьютерных исследований, 2007. - 560 с.

2. Асланов B.C., Ледков А.С., Стратилатов Н.Р. Пространственное движение космической тросовой системы, предназначенной для доставки груза на Землю // Полет.- 2007. - №2. - С.28-33.

3. Белецкий В.В., Левин Е.М. Динамика космических тросовых систем. - М.: Наука, 1990. - 336 с. (Механика космического полета).

4. Иванов В.А., Ситарский Ю.С. Динамика полета системы гибко связанных космических объектов. - М.: Машиностроение, 1986. - 248 с.

5. Ишков С.А., Наумов С.А. Управление развертыванием орбитальной тросовой системы. // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени С.П. Королева. - Самара, 2006. - Вып.1(9). - С.77-85.

6. Левин Е.М. О развертывании протяженной связки на орбите // Космические исследования. - 1983. - Т. XXI, вып.1. - С.678-688.

7. Патент Российской Федерации. Способ развертывания орбитальной тросовой системы / В.Г. Осипов, Н.Л. Шошунов, В.И. Кочергин. - №2112714, 1998.

8. Сазонов В.В. Математическое моделирование развертывания тросовой системы с учетом массы троса. Препринт ИПМ №58, Москва, 2006.

9. Щербаков В.И., Купреев С.А., Вепрук А.В. Расчет границы области досягаемости маневрирующей орбитальной тросовой системы. - 1993. - 14 с. - Деп. рук. в/ч 11520, № Б1832.

10. Щербаков В.И. Орбитальные маневры космической тросовой системы: монография. - СПб.: ВКА им. А.Ф.Можайского, 2010. - 185 с.

11. Zimmermann F., Schottle U.M., Messerschmid Е. Optimization of the tetherassisted return mission of a guided re-entry capsule. AST 9, (2005), 713-721.

12. Eades J.В. J.A control system for orbiting tethered-body operations // Proceedings IFAC 6-th World Congress. - Boston-Cambriedge. - 1975. - Part. 4. - Pittsburgh. - 1975, 14.2/1-14.2/6.

Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы, включающий расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции, отличающийся тем, что отделение спускаемого аппарата производят против вектора орбитальной скорости без управления силой натяжения троса при удалении спускаемого аппарата, а также производят выборку свободного троса на реверсном участке траектории.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космическому оборудованию и может быть использовано для спасения отработанных ступеней ракет-носителей при спуске в атмосферу. При отделении ракетного блока (РБ) на высоте более 70 км применяют воздушно-космическую парашютную систему из термостойких материалов и средства пассивной ориентации, стабилизации, торможения и тепловой защиты, на высоте ниже 10 км применяют парашютную систему и на высоте ниже 3 км применяют вертолетный подхват РБ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при спуске космического аппарата (КА) в атмосфере планет. В процессе спуска КА измеряют температуру (Т), скорость (первая производная Т') и ускорение (вторая производная Т") изменения Т нагрева КА в критической области.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к средствам стыковки и разделения пневмогидравлических систем космических объектов (КО). .

Изобретение относится к операциям стыковки, в частности, пилотируемого космического корабля с международной космической станцией. .

Изобретение относится к операциям стыковки, в частности, пилотируемого космического корабля с международной космической станцией. .

Изобретение относится к средствам аэродинамического торможения спутника, используемым для снятия спутников с орбиты после окончания срока их службы. .

Изобретение относится к управлению атмосферным полетом космических исследовательских аппаратов. .

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) и посадочным платформам, завершающим полет приземлением на поверхность планеты с использованием парашютов. .

Изобретения относятся к управлению угловым движением космических аппаратов (КА) и, в частности, к гироскопическим системам ориентации КА, снабженным аппаратурой наблюдения (АН) наземных объектов, на околокруговой орбите.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции орбитального движения космического аппарата (КА). На КА прикладывают тестовое и корректирующее воздействие путем включения двигателей коррекции (ДК), проводят траекторные изменения, определяют параметры движения центра масс КА, рассчитывают коррекцию, формируют командно-программную информацию с начальными условиями движения, планом коррекции и управляющими ускорениями, засылают массивы на борт КА для дальнейшей работы.

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для высокоточного определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА).

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано при создании глобальной системы единого времени, а также при создании единого пространственно - временного поля, которое может быть использовано при навигации космических аппаратов (КА) в космическом пространстве, включая определения их эфемерид - альманахов, содержащих информацию о координатах КА в любой момент времени, в системах GPS, ГЛОНАСС и других.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам-носителям для выведения в космос космических аппаратов. .

Изобретение относится к управлению движением группы космических аппаратов (КА) и м.б. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при выполнении в космосе операций сближения, облета, зависания, причаливания со стыковкой космических аппаратов (КА), в авиации для обеспечения посадки летательных аппаратов в условиях ограниченной видимости, а также для позиционирования исполнительных механизмов при выполнении монтажно-сборочных работ и других операций с помощью робототехнических средств.

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для удержания на заданной геостационарной орбитальной позиции космического аппарата (КА). .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим кораблем при причаливании. .

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам управления космическим аппаратом (КА). Устройство для ориентации космического аппарата содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, четыре интегратора, два умножителя, КА, двигатель-маховик, модель двигателя-маховика, датчики угловой скорости и угла ориентации, блок задания постоянной величины, блок памяти. Измеряют сигналы угла ориентации и угловой скорости, формируют сигналы задания и управления КА, формируют сигналы оценки угла ориентации, угловой скорости, задания и управления, определяют разность между соответствующими сигналами и сигналами оценки, определяют сигналы оценки момента инерции КА и оценки внешней помехи, корректируют и формируют сигнал ориентации КА. Изобретение позволяет повысить точность ориентации КА, надежность функционирования при отказах датчиков угла ориентации и угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх