Способ очистки орбит от космического мусора



Способ очистки орбит от космического мусора
Способ очистки орбит от космического мусора
Способ очистки орбит от космического мусора

 


Владельцы патента RU 2531679:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода с рабочих орбит объектов космического мусора (ОКМ) на орбиты утилизации. Способ включает выведение космического аппарата-буксира (КАБ) и автономного стыковочного модуля (АСМ) в области орбит, предназначенных для очистки от ОКМ. Выбор последовательности увода ОКМ осуществляют путем сравнения критерия, например вероятности столкновения ОКМ с другими космическими объектами, для каждого ОКМ. Компенсацию накопленных ошибок параметров движения КАБ при предыдущих маневрах, а также системы целеуказания распределяют между корректирующими импульсами КАБ на этапе дальнего наведения и АСМ на участке самонаведения. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности проведения операций по удалению ОКМ с рабочих орбит.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода с рабочих орбит различного крупногабаритного космического мусора на основе многократной стыковки космических аппаратов (КА), например, при очистке рабочих орбит от отработавших отделяющихся частей (ОЧ) последних ступеней ракет космического назначения (РКН), ранее выведенных на рабочие орбиты, КА, завершивших выполнение своей миссии.

Известен способ увода космического мусора с орбит полезных нагрузок по заявке RU №2010119972/11 от 18.05.2010 г. Решение о выдаче патента от 20.04.2012 г., предусматривающее буксировку на тросе ОЧ и вход с ней вместе в атмосферу, т.е. одноразовая операция.

В качестве прототипа рассматривается способ очистки орбит, реализованный КА по патенту «Космический аппарат для очистки космоса от пассивных КА и их фрагментов» RU №2141436 B64G 1/00, B64G 1/22, B64G 9/00.

В соответствии с прототипом КА-буксир (КАБ) доставляется на начальную орбиту с помощью РКН. После этого происходит раздвижение фермы с ядерной энергетической установкой и развертывание штанг с электроракетными двигателями. Затем происходит включение ядерной энергоустановки и весь КАБ совершает перелет с помощью электроракетных двигателей на орбиту, близкую к орбите подлежащего удалению объекта, и совершает дальнее сближение с объектом до расстояния от нескольких километров до нескольких сотен метров. После чего происходит отстыковка активного автономного стыковочного модуля (ACM) от КАБ и его автономное сближение с удаляемой ОЧ с помощью двигательной установки АСМ. После сближения с удаляемой ОЧ автономный АСМ осуществляет захват ОЧ автоматическим манипулятором и осуществляет фиксацию его в устройстве фиксации.

Если относительные скорости удаляемой ОЧ и КАБ не превышают значений порядка 10…20 м/с, то АСМ осуществляет сближение и захват удаляемой ОЧ, будучи соединенным с КАБ тросом тросовой системы. В этом случае, после осуществления захвата и фиксации удаляемой ОЧ в устройстве фиксации АСМ происходит выравнивание скоростей основного КАБ и АСМ за счет регулирования скорости разматывания троса тросовой системы. Затем производится ориентация всей системы (КАБ+АСМ) вдоль местной вертикали и осуществляется либо перевод удаляемой ОЧ на орбиту, утилизации, гарантирующей ее торможение в атмосфере, если позволяет высота орбиты системы и длина троса, путем отсоединения ОЧ от АСМ, либо АСМ подтягивается к КАБ путем сматывания троса тросовой системой и стыкуется с ним с помощью стыковочных узлов.

Если подлежащая удалению ОЧ находится на орбите со значительным эксцентриситетом и КАБ не может сформировать такую орбиту за приемлемое время, то удаление ОЧ будет выглядеть следующим образом: КАБ формирует околокруговую орбиту высотой немного ниже (или выше) перицентра (апоцентра) орбиты удаляемой ОЧ, при этом разность высот выбирается из необходимой величины характеристической скорости для перехода АСМ эллиптическую орбиту удаляемой ОЧ. После этого КАБ ориентируется вдоль местной вертикали, происходит расстыковка АСМ с КАБ и их взаимное удаление вдоль местной вертикали за счет разматывания троса до тех пор, пока АСМ не окажется в перицентре (апоцентре) орбиты удаляемой ОЧ. В момент прохождения ОЧ через перицентр (апоцентр) происходит отцепление АСМ от троса, и он осуществляет сближение с ОЧ, захват и фиксацию с помощью устройства фиксации. Затем АСМ и основной КАБ осуществляют взаимное сближение и стыковку с помощью систем автоматической стыковки и стыковочных узлов. После этого с ОЧ производятся операции, аналогичные описанным выше.

Использование предлагаемого способа для очистки орбит затруднено по следующим причинам:

- высокая стоимость очистки орбиты из-за разработки ядерной двигательной установки;

- при выборе последовательности спуска ОЧ не учитывается опасность их столкновения с другими космическими объектами либо какие-то другие критерии, например масса, «переполненность» орбиты и т.д.;

- при реализации описанных маневров не учитываются ограничения, свойственные реальным системам, например двигательной установки (ДУ), в том числе время на запуск ДУ после отделения от РКН, интервалы между запусками ДУ, что приводит к изменению схемы дальнего наведения, выбору последовательности уводимых ОЧ, времени нахождения на орбите и, соответственно, дополнительным энергетическим затратам;

- не учитываются точностные характеристики системы управления (СУ) КАБ, точность отработки импульсов ДУ, ошибок системы целеуказаний по ОЧ, которые приводят к появлению больших начальных отклонений на начало этапа самонаведения, а затраты топлива для самонаведения АСМ напрямую связаны с точностью целеуказаний ОЧ;

- не рассматриваются действия по снижению энергетических затрат, вероятности успешной стыковки из-за случайного характера начальных параметров относительного движения на начало этапа самонаведения.

Техническим результатом предлагаемого решения является повышение эффективности проведения операций по удалению с орбит отработавших космических объектов за счет учета степени опасности объектов при выборе последовательности их спуска, с учетом ограничений, накладываемых характеристиками ДУ и СУ обслуживающих космических аппаратов, точностных характеристик наземной системы высокоточных целеуказаний.

Достижение указанных технических результатов при реализации предлагаемого способа обеспечивают за счет введения в известный способ, основанный на выведении КАБ и АСМ в области орбит, последовательные маневры дальнего и ближнего наведения для стыковки и захвата объектов и их спуск на орбиты утилизации, следующих действий:

- выбор последовательности объектов, из имеющихся на рабочей орбите для их спуска на орбиты утилизации, осуществляют путем последовательного сравнения критериев для каждого предполагаемого к спуску объекта, например вероятности столкновения объектов с другими космическими объектами;

- компенсацию накопленных ошибок параметров движения КАБ при предыдущих маневрах, а также системы целеуказания распределяют между корректирующими импульсами КАБ на этапе дальнего наведения и АСМ на участке самонаведения из условия обеспечения относительных параметров движения КАБ и ОЧ на начало этапа самонаведения АСМ, соответствующих вероятности стыковки и захвата ОЧ не ниже заданной.

Реализация предлагаемого технического решения.

Реализация способа иллюстрируется на примере спуска ОЧ вторых ступеней РКН «Космос-3М» с использованием РКН «Союз-2» с космодрома Плесецк.

Учитывая тот факт, что все РКН «Космос-3М» запускались с космодрома Плесецк, существует возможность выбором азимута пуска, временем старта вывести РКН «Союз-2» с РБ «Фрегат» (или блоком выведения «Волга») и АСМ в плоскость орбиты выбранной ОЧ с учетом углов i наклонения орбиты и долготы ее восходящего узла Ω.

На 06.06.2012 года в околоземном космическом пространстве на высотах 1000 км находилось 298 орбитальных ОЧ вторых ступеней РКН «Космос-3М». Среди них 120 объектов имеют орбиты с наклонением 74° (73-75°), 157 объектов имеют орбиты с наклонением 82°(81-83°).

Предположим, что максимальной вероятностью столкновения обладает, например, ОЧ1 и запуск РКН в составе КАБ, АСМ осуществляется в плоскость орбиты этой ОЧ1.

1). Выбор последовательности объектов из имеющихся на рабочей орбите для их спуска на орбиты утилизации, осуществляют путем последовательного сравнения критерия для каждого предполагаемого к спуску объекта, например, вероятности столкновения объектов с другими космическими объектами, а также функциональных, энергетических, точностных возможностей бортовых систем КАБ и АСМ на этапах дальнего и ближнего наведения, при этом запуск РКН осуществляют в ближайшую плоскость орбиты первого уводимого объекта с минимальным временем дальнего наведения.

Выбор последовательности спускаемых космических объектов предлагается осуществлять из анализа критерия вероятности столкновения объектов с другими космическими объектами:

где

i - рассматриваемые космические объекты для их спуска с орбиты.

В общем случае эта задача - близкая к классической «задаче почтальона» по обходу заданного количества абонентов при минимальном значении какого-то критерия (вероятности нанесения ущерба от столкновения, опасное сближение и т.д.).

Функциональные, энергетические, точностные ограничения при решении баллистической задачи со стороны ДУ, СУ для АКБ (2):

- интервал времени Δtзап запуска ДУ после отделения РБ от РКН;

- минимальный интервал между запусками ДУ Δtк, к+1,

- допустимое количество KДУ включений ДУ,

которые оказывают влияние на схему выведения S(Hα, Hπ, Tфаз), например, на время этапа дальнего наведения TДНi, время увода TУВi, на заданную орбиту утилизации (в случаях когда эти интервалы должны быть практически нулевыми, эти ограничения приводят к необходимости ожидания следующего «временного» окна для старта с орбиты ожидания);

- допустимые угловые скорости программного разворота КАБ, реализуемые СУ ωпр;

- условия встречи АСМ и ОЧ (требования по освещенности ОЧ в случае использования оптической головки самонаведения, необходимости подсветки ОЧ и т.д.);

- запасы энергетики на борту КАБ ΔVΣКАБ, АСМΔVΣАСМ, в том числе запасы электрической энергии Iбат, в аккумуляторах, мощность солнечных панелей PСБ и т.д.;

- тяговооруженность АСМnАСМ.

Накопление ошибок в СУ приводит к необходимости корректировки навигационной системы, например, с помощью астрокоррекции, что требует специальных режимов, также накладывает ограничения на схему ДН.

Все приведенные выше ограничения удовлетворяются за счет увеличения времени нахождения КАБ на орбитах фазирования, промежуточных орбитах (на орбите после захвата объекта, на орбите после отделения объекта), что приводит к дополнительному расходу электрической энергии на работу бортовых систем, расхода рабочего топлива на ориентацию и стабилизацию АКБ на всех участках полета.

Этап ближнего наведения (самонаведения) предполагается одинаковым для всех ОЧ и его начальные условия обеспечиваются предыдущим этапом ДН, реализуемым КАБ.

Энергетические затраты ΔVСП для увода на орбиту утилизации, например, на орбиту с 25-летним сроком баллистического существования для ОЧ второй ступени «Космос-3М» с орбиты 1000 км составляет ~160 м/с. При маневре спуска общая масса системы равна массе КАБ+АСМ+ОЧ1.

Выбор ОЧ1

А. Осуществляется на основе анализа критериев (1), например из критерия вероятности столкновения ОЧ с другими космическими объектами.

Б. Оценка энергетических затрат.

Затраты характеристической скорости на этап дальнего наведения ΔVДН1 на ОЧ1 самые большие, т.к. определяются переходом с круговой орбиты 200-400 км (схема выведения РКН «Союз-2») на орбиту ОЧ1 (Н=1000 км) и не зависят от параметров орбиты фазирования.

В. Запуск РКН осуществляют в ближайшую плоскость орбиты ОЧ1 с минимальным TДН1.

Выбор ОЧ2 начинается с момента отделения ОЧ1 от связки КАБ+АСМ и, в соответствии с (1) оценивают энергетические затраты, функциональные возможности (2).

Величина ΔVДН2 для прихода в область ОЧ2 будет отличаться от ΔVСП добавку, обусловленную некомпланарностью орбит КАБ и ОЧ2: т.к. проводится очистка той же орбиты, т.е. имеет место возврат практически на ту же орбиту или близкую, учитывая дрейф по углу долготы восходящего узла Ω.

Наличие угла некомпланарности χ между орбитами КАБ и ОЧ приводит к соответствующей относительной скорости в точке встречи, определяемой по теореме косинусов:

Например, при выровненных орбитальных скоростях КАБ и ОЧ на круговой орбите высотой Н=1000 км величина круговой скорости Vкр=5,2 км/с в точке встречи относительная скорость будет определяться по формуле:

Для значения угла некомпланарности, равного χ=1 градусу, относительная скорость ΔV составит около 100 м/с, что приводит к невозможности проведения операции стыковки и захвата ОЧ с заданной степенью вероятности из-за наличия разбросов проектно-конструктивных параметров АСМ, разброса начальных отклонений на этапе самонаведения и т.д.

Величины ошибок по координатам и скоростям ОЧ определяются алгоритмами и аппаратурными возможностями наземной системы высокоточных указаний системы контроля космического пространства. Точности выведения КАБ, закладываемые на этапе выбора проектных параметров АСМ, приводят к значительным запасам топлива на этап самонаведения, большой тяговооруженности двигательной установки, большой длине троса, ограничениям по возможности проведения стыковки из-за значительных угловых скоростей линии визирования АСМ - ОЧ.

Предлагается компенсацию накопленных ошибок параметров движения КАБ при предыдущих маневрах и ошибки определения координат и скоростей ОЧ системой высокоточных указаний распределить между КАБ и АСМ.

Критерий распределения: минимальные затраты топлива на реализацию операции.

Ограничения: условие обеспечения относительных параметров движения КАБ и ОЧ на начало этапа самонаведения АСМ, соответствующих вероятности стыковки и захвата ОЧ не ниже заданной.

Например, для отработки корректирующего импульса величиной ΔVкорs=10 м/с с помощью КАБ и АСМ требуются существенно разные массы топлива, например,

- для КАБ:

- для АСМ:

Из приведенного примера следует, что затраты на коррекцию одной и той же величины скорости ΔVкорs массовые затраты топлива существенно различны, определяются массой, удельным весом, импульсом.

Наличие ошибок целеуказания ОЧ приводит как к дополнительной некомпланарности, так и ошибкам по относительным скоростям и координатам в плоскости.

Например, суммарный начальный промах по дальности определяется как среднее геометрическое ошибок выведения КАБ в плоскости σ Р Б R и ошибки прогноза положения ОЧ σ О Ч R , выдаваемых наземной системой высокоточных целеуказаний, т.е.

аналогичные промахи по скорости σ Р Б V , , соответственно, возникает максимальная дополнительная ошибка по скорости:

Рассматриваемый участок относительного движения КАБ и ОЧ для случая плоского движения (учет некомпланарности приведен выше) на этапе ближнего наведения за счет энергетики АСМ для проведения предварительных энергетических оценок можно рассматривать как прямолинейный, тогда относительное движение ОЧ и АСМ можно записать в виде равноускоренного движения, пренебрегая изменением силы тяготения, изменением ускорения АСМ за счет изменения его массы при работе его двигателей:

где a - ускорение, развиваемое двигательной установкой АСМ на этапе самонаведения,

t - время работы двигательной установки АСМ.

Для предварительных оценочных расчетов можно принять работу двигательной установки АСМ непрерывной на всем этапе самонаведения, в дальнейшем режим работы предполагается дискретным.

К концу этапа самонаведения должны быть обеспечены условия:

Из приведенных оценок (3)-(10) показана взаимосвязь между точностными характеристиками выведения РКН, КАБ, точности целеуказаний и затратами на этапы дальнего и ближнего наведения КАБ, АСМ.

Существенными факторами являются параметры углового движения ОЧ, в частности угловые скорости, ориентация ОЧ на момент стыковки.

Наличие угловой скорости ОЧ, дополнительные ошибки системы целеуказания приводят к появлению таких начальных условий относительного движения на начальном этапе стыковки КАБ и ОЧ, при которых вероятность успешной стыковки снижается.

Эта вероятность рассчитывается на основе проведения статистического эксперимента при моделировании процесса стыковки, где варьируемыми параметрами являются параметры относительного движения АСМ и ОЧ из области допустимых значений, в том числе и (7), (8).

Условия успешной стыковки определяются как относительными параметрами движения, так и характеристиками системы стыковки. Например, использование в качестве ответного стыковочного узла сопла камеры маршевого двигателя ОЧ, а на АСМ - выдвигаемый штырь с устройством фиксации и захвата. В этом случае возможна область относительных параметров движения, когда штырь не попадает в сопло, или из-за относительных угловых скоростей штырь, двигаясь по внутренней стенке сопла, не попадает в камеру и т.д. (патент РФ №2490183 B64G 1/64, F42B 15/36 от 07.03.2012).

Положительным свойством от применения предлагаемого способа является получение социального эффекта, который заключается в повышении безопасности космической деятельности.

Способ очистки орбит от объектов космического мусора, основанный на выведении космического аппарата-буксира (КАБ) и автономного стыковочного модуля (АСМ) в области орбит, предназначенных для их очистки от объектов космического мусора, последовательных маневров дальнего и ближнего наведения для стыковки и захвата объектов и их спуск на орбиты утилизации, отличающийся тем, что выбор последовательности объектов из имеющихся на орбитах для их спуска на орбиты утилизации осуществляют путем последовательного сравнения значения критерия для каждого предполагаемого к спуску объекта, например вероятности столкновения объекта с другими космическими объектами, кроме того, компенсацию накопленных ошибок параметров движения КАБ при предыдущих маневрах, а также системы целеуказания распределяют между корректирующими импульсами КАБ на этапе дальнего наведения и АСМ на участке самонаведения из условия обеспечения относительных параметров движения КАБ и объекта на начало этапа самонаведения АСМ, соответствующих вероятности стыковки и захвата объекта не ниже заданной.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в автоматах стабилизации ракет, управление угловым движением которых осуществляется путем поворота нескольких камер сгорания двигателей с помощью рулевых приводов.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты с использованием аэродинамического маневра.

Группа изобретений относится к способам и системам ориентации космического аппарата (КА). В предлагаемом способе формируют сигналы оценки: угла ориентации, угловой скорости вращения КА и управления.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации космического аппарата заключается в том, что формируют сигнал оценки угла и сигнал оценки угловой скорости КА, определяют сигнал разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости и определяют скорректированный сигнал оценки угла и скорректированный сигнал оценки угловой скорости и формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла и скорректированного сигнала оценки угловой скорости.

(57) Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации КА заключается в формировании сигнала оценки угла и сигнала оценки угловой скорости вращения КА, формировании сигнала оценки управления, определении сигнала разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определении сигнала разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определении сигнала разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определении скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи.

Изобретение относится к устройству управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса. Устройство управления содержит построитель местной вертикали, сумматоры, усилительно-преобразовательные блоки, интеграторы, блоки компенсации взаимовлияний каналов и гироскопический измеритель угловой скорости, блок задания положения КА, косинусные преобразователи углов, синусные преобразователи углов, блок управления положением КА по курсу и блок задания положения КА по курсу.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для спуска отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН) с орбит полезных нагрузок.

Группа изобретений относится к управлению движением космических объектов, в частности стабилизации относительного (вокруг собственного центра масс) движения фрагментов космического мусора.

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.

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.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для формирования космического корабля (КК) модульного типа. КК содержит базовый блок, бортовую двигательную установку, стыковочный модуль со стыковочными агрегатами, замками крепления и отделения, выдвижными балками с узлами крепления и поворота поперечных стыковочных агрегатов, механизмами попарного синхронного отделения и топливными магистралями.

Изобретение относится к области аэрокосмических транспортных средств и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе, для уничтожения или восстановления потерявших управление автоматических спутников и других искусственных космических объектов, а также для изменения траекторий движения малых небесных тел (напр., астероидов) с целью исключения их столкновения с Землей.

Изобретение относится к космонавтике и служит для передвижения астронавтов по планете. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для перевозки грузов в космосе. .

Звездолет // 2420433
Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН). Ракетный криогенный разгонный блок (РБ), выполненный по тандемной схеме, содержит бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя (БО), проставку межбаковую, маршевый двигатель (МД) РБ, промежуточный отсек, систему пожаровзрывопредупреждения, средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры РБ, разделительную мембрану, сбрасываемый головной обтекатель (ГО) с окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны РБ, дополнительной теплоизоляцией зоны РБ, частью разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, межбаковой проставкой, сопряженной с межбаковой фермой для крепления БО с МД и сопряженной с верхней проставкой отделяемого промежуточного отсека с узлами соединения и разделения с РН и ГО. Изобретение позволяет повысить пожаровзрывобезопасность РБ. 2 ил.
Наверх