Способ защиты земли от опасных космических объектов в солнечной системе



Способ защиты земли от опасных космических объектов в солнечной системе
Способ защиты земли от опасных космических объектов в солнечной системе
Способ защиты земли от опасных космических объектов в солнечной системе

 


Владельцы патента RU 2551591:

Марков Александр Вадимович (RU)
Капустина Мария Михайловна (RU)
Маркова Галина Аркадьевна (RU)
Капустина Евгения Михайловна (RU)
Маркова Екатерина Александровна (RU)

Изобретение относится к методам снижения угрозы для Земли от опасных космических объектов (ОКО): астероидов, комет и т.п. Способ включает посылку к ОКО космического аппарата с оборудованием для разрушения ОКО и посадку на ОКО. Определяют плотность ОКО, а затем производят последовательное отделение от ОКО частей контролируемых размеров. Последние выбирают так, чтобы масса каждой из частей была наименее опасной для Земли. Полное разделение ОКО на части заканчивают незадолго до сближения ОКО с Землей на расстояние предела Роша (для «жидкого спутника»). Отделённые части перемещают для обеспечения доступа к остальной массе ОКО. Положение частей друг относительно друга ограничивают так, чтобы не происходило их соединение между собой, но было возможным их удаление друг от друга под действием градиента поля тяготения Земли. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области прикладного применения космической техники и может быть использовано для защиты Земли от столкновения с опасными космическими объектами (ОКО) (астероидами, кометами и т.п.).

NASA учредило новую службу NEOPO (Near-Earth Object Program Office - Управление программой околоземных объектов), которая будет координировать работу по поиску и слежению за потенциально опасными космическими объектами. Было выявлено и отслежено 90% всех астероидов диаметром более 1000 м. Позднее параметры стали жестче и порог был снижен до 140 м. Астероидов с размерами более 1000 м известно около 800, или 85% от их общего числа. На январь 2009 года НАСА насчитало 1006 потенциально опасных астероидов и 85 сближающихся с землей комет. Общее количество известных таких объектов в Солнечной системе продолжает расти, и достигло 1360 к декабрю 2012 года.

Объект считается потенциально опасным, если он пересекает орбиту Земли на расстоянии менее 0,05 а.е. (примерно 19,5 расстояний от Земли до Луны), и его диаметр превышает 100-150 метров [Task Force on potentially hazardous Near Earth Objects (September 2000), «Report of the Task Force on potentially hazardous Near Earth Objects»]. Астероиды диаметром более 35 метров также могут представлять значительную угрозу, например, в случае падения на город [Asteroid Hunter Gives an Update on the Threat of Near-Earth Objects. Scientific American (January 22, 2013)]. Для классификации опасности столкновения астероидов существуют специальные шкалы. Двумя основными являются Палермская шкала и Туринская шкала.

Поэтому в настоящее время в ряде стран разрабатываются проекты, а также проводится отработка на практике методик защиты от астероидной и кометной угрозы.

Основная группа известных проектов предусматривает изменение орбиты ОКО в Солнечной системе путем сообщения ему необходимого реактивного импульса.

Так, например, известен способ ударно-кинетического изменения орбиты ОКО путем удара по нему космическим аппаратом (КА) возможно с взрывчатым веществом. Расчеты для реализации этого способа опубликованы в работах [Ивашкин В.В., Смирнов В.В. Качественный анализ некоторых методов уменьшения астероидной опасности. - Астрономический вестник. 1993. Т.27. №6, с.46-54], [Ахметшин Р.З., Ивашкин В.В., Смирнов В.В. Анализ возможности уменьшения астероидной опасности для Земли ударным воздействием космического аппарата. - Астрономический вестник. 1994. Т.28. №1, с.13-20], [Ивашкин В.В., Зайцев А.В. Анализ возможности изменения орбиты сближающегося с Землей астероида возможным воздействием космического аппарата. - Космические исследования. 1999. Т.37. №4, с.405-416]. Конкретная реализация способа разрабатывается Европейским космическим агентством в проекте «Дон Кихот». В настоящее время двумя наиболее подходящими астероидами являются 2002 АТ4 и 1989 ML [Measurement requirements for a Near-Earth Asteroid impact mitigation demonstration mission. Planetary and Space Science, Volume 59, Issue 13, October 2011, Pages 1506-1515].

В текущем сценарии предусмотрено использование двух космических аппаратов, движущихся по различным траекториям. Первый аппарат («Идальго») произведет удар по астероиду, тогда как второй («Санчо») прибудет к нему раньше, и будет сопровождать его в течение нескольких месяцев. Он произведет наблюдения до и после удара, чтобы выявить изменения в орбите астероида.

Методика удара по небесному телу (комете 9P/Tempel 1, размер ядра составляет около 7,6 на 4,9 километра, или средний диаметр 6,0±0,2 км) металлическим диском на скорости 37000 км/час опробована 4 июля 2005 года в миссии Deep Impact.

Известен способ отклонения опасных комет с траектории столкновения с Землей [патент RU 0002266240 С2, 2003 г., 7B64G 1/00. А.А. Масленников ОАО «РКК Энергия им. С.П. Королева»]. По этому способу на комету оказывается тепловое воздействие источником ядерной энергии после очистки поверхности ядра кометы несколькими ядерными взрывами на полюсе кометы. На очищенную поверхность сажают аппарат с ядерной энергетической установкой для разогрева ядра кометы и создания реактивной тяги от струи истекающей с поверхности кометы.

К недостаткам таких проектов можно отнести то, что для достижения цели необходим большой запас энергии и массы рабочего тела для сообщения ему необходимого реактивного импульса для создания нужного промаха, и, следовательно, массы космического аппарата, которую необходимо доставить на орбиту ОКО с Земли. Поэтому эти проекты предусматривают при современном уровне развития космической техники запуск серии ракет (с ядерными энергетическими установками, термоядерными зарядами и т.п.), что как следствие даже для Земной цивилизации в целом очень дорого.

Поэтому более перспективными представляются проекты с инициированием сил длительного воздействия на ОКО естественного происхождения, изменяющих его траекторию движения. Все они связаны с использованием энергии солнечного света.

Так, известно предложение [патент US 6726153 BA, 2003 г., 7B64G 1/64, НКИ 244-158, 244-168 «Фотонный космический аппарат для изменения орбиты астероидов, метеоритов и комет» Campbell Jonathan W., NASA], в котором предлагается стыковать космический корабль с ОКО, используя привязь в форме петли, подтягивать космический корабль и развертывать фотонное устройство-отражатель, для использования давления солнечного света для изменения орбиты объекта.

Другой способ, предложенный Техасским университетом А&М (США) вместе с Национальным управлением по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА), предполагает «мягкий увод» приближающихся к Земле астероидов с опасной для человечества орбиты с использованием эффекта Ярковского - проект OSIRIS-REx. Суть эффекта в том, что у астероида появляется слабый реактивный импульс за счет теплового излучения от нагревшейся днем от солнца и остывающей ночью его поверхности, что придает ему дополнительное ускорение. Из-за этого импульса (как правило, в доли ньютона) орбита астероида постепенно меняется. Концепция метода в том, чтобы доставить к опасному астероиду космический зонд, который, предварительно обследовав небесное тело, затем распылит на его поверхности светлое/темное порошкообразное вещество, повышающее/понижающее альбедо астероида.

После проведения необходимых предварительных исследований в этом методе имеется возможность регулирования реактивного импульса, действующего на астероид, путем изменения его альбедо, поскольку изменение орбиты астероида производится плавно за очень большой промежуток времени. С учетом влияния такого параметра как форма астероида, можно вызывать изменение скорости вращения астероида не только по орбите, но и вокруг своей оси, а также влиять на угол ее наклона и прецессии ["NASA Aims to Grab Asteroid Dust in 2020". Science Magazine. 26 May 2011].

Для реализации такого типа проектов необходим большой запас времени (исчисляется годами), так как величина необходимой энергии для сообщения реактивного импульса ОКО велика, а поток поступающей энергии от Солнца мал.

Следовательно, с точки зрения минимума затрат энергии (без учета затрат выхода космических аппаратов на орбиту ОКО) и времени, наиболее реализуемыми проектами в настоящее время представляются предложения с разрушением ОКО путем его дробления ядерными (термоядерными) зарядами. При этом центр масс всех осколков остается на опасной для Земли траектории, но объект перестает быть опасным из-за малости размеров частей после дробления (меньше опасного для Земли).

За прототип принят проект, описанный в сюжете американского фантастического фильма 1998 года режиссера Майкла Бэя «Армагеддон». В проекте осуществляется посадка (КА) на поверхность ОКО с последующим бурением и установкой термоядерного заряда под поверхностью ОКО. Не принципиально, миссия может быть как пилотируемая, так и выполняться автоматическими управляемыми с Земли аппаратами. Так, например, технология посадки, доставки автоматических роботов и бурение на поверхности астероидов автоматическими управляемыми аппаратами уже успешно практически отрабатывалась в миссиях NASA «NEAR Shoemake» на астероид Эрос (с 17 февраля 1996 года по 12 февраля 2001 года) и Японского агентства аэрокосмических исследований (JAXA) «Хаябуса» на астероид Итокава (с 9 мая 2003 года по 13 июня 2010 года).

Однако в прототипе присутствуют свои недостатки, а именно:

- так как внутренняя структура ОКО точно не известна (функция распределения плотности вещества по объему, наличие скрытых трещин и т.п.), а на ее детальное изучение необходимы дополнительные исследования, дробление ОКО с помощью одномоментного подрыва одного или нескольких зарядов может привести к тому, что после взрыва останется хотя бы один кусок, средний размер которого будет оставаться потенциально опасным. Для Земли это значение составляет порядка 50 м при средней плотности вещества ОКО 2-5 г/см3. Следовательно, существует отличная от нуля вероятность отказа, которая снижает надежность выполнения миссии по данному способу;

- часть энергии заряда(ов) идет преимущественно на дробление ОКО, а часть преобразуется в кинетическую энергию взаимного движения относительно центра масс частей ОКО, при этом центр масс всех осколков после дробления ОКО останется на прежней орбите. При этом наличие и движение с различными взаимными скоростями относительно центра масс этих многочисленных мелких осколков затруднит подлет следующих КА с зарядами для разрушения больших нераздробившихся осколков, поэтому увеличивается опасность столкновение и повреждение КА мелкими осколками. Таким образом, безопасность в случае необходимости корректировки дробления ОКО снижается на каждом этапе.

Технический результат изобретения состоит в увеличении надежности и безопасности способа.

Сущность предлагаемого способа защиты Земли от ОКО в Солнечной системе заключается в том, что к ОКО направляется КА, который осуществляет посадку на его поверхность с оборудованием для разрушения. При этом определяют плотность ОКО, а затем производят разрушение его путем последовательного отделения от основного тела ОКО частей контролируемых размеров, причем размеры частей выбирают такими, что масса каждой из них исходя из плотности объекта менее опасной для Земли.

Время посадки космического аппарата на поверхность ОКО выбирают так, что полное контролируемое разделение ОКО на части заканчивается до момента сближения его с Землей на расстояние, равное пределу Роша.

В случае если плотность вещества ОКО не равномерна по объему, то плотность каждой части опасного космического объекта определяют перед ее отделением.

В процессе отделения от ОКО частей контролируемых размеров для последующего доступа к основному телу ОКО возможно дополнительно производить перемещение отделенных частей и фиксацию их положения относительно друг друга с помощью дистанционаторов, препятствующих соединению разделенных частей между собой, но не препятствующих удалению частей друг от друга под действием градиента гравитационного поля Земли.

Таким образом, по окончании процесса дробления ОКО будет представлять совокупность частей, средний размер которых гарантированно меньше опасного для Земли. При этом все раздробленные части не будут иметь кинетической энергии относительно друг друга и центра масс, их положение в пространстве будет легко контролируемо на этапе дробления и, в случае необходимости, они не будут мешать подлету дополнительных КА.

Предлагаемый способ защиты Земли от ОКО в Солнечной системе иллюстрируется следующими рисунками:

- фиг.1 - Солнце, Земля и ее траектория движения, ОКО и его траектория движения, космический аппарат и его траектория движения;

- фиг.2 - схема одного из возможных вариантов контролируемого последовательного разделения ОКО на части и устройство его осуществления;

- фиг.3 - схема варианта контролируемого последовательного разделения ОКО на части содержащая устройство перемещения и фиксации отделенных частей.

Способ защиты Земли от ОКО в Солнечной системе осуществляется следующим образом.

С Земли 1, имеющей атмосферу 2 и двигающейся вокруг Солнца 3 по круговой орбите 4 (Фиг.1) с помощью астрономических оптических и радиотехнических средств, определяют параметры орбиты 5 ОКО 6 и ориентировочные характеристики его состава (плотность вещества, их структуру и т.п.). Для орбиты 5 ОКО 6, которая является опасной, вычисляется момент времени, когда ОКО 6 попадает в область гравитационного захвата Земли 1, что может привести к их столкновению. Размеры и масса ОКО 5 таковы, что при входе в атмосферу Земли 2 его осколки достигают поверхности Земли 1. Для Земли 1 совместно с ОКО 5 также определяют предел Роша 7.

Для исключения этого события на орбиту 5 ОКО 6 с помощью известных средств выведения доставляется КА или группа аппаратов 8, которая осуществляет доставку на поверхность ОКО 6 оборудование для его разрушения 9.

Предварительно определяют плотность ОКО 6, например, с помощью контрольного бурения. Разрушение ОКО 6 на отдельные части 10 проводят любым из известных методов разрушения, например, распиливанием или буроклинным методом (Фиг.2 и Фиг.3). От выбора метода разрушения зависит тип и состав оборудования для разрушения 9. Основной частью оборудования для разрушения 9 является источник электрической энергии 11, запас энергии которого выбирают так, что ее достаточно на дробление ОКО 5 и функционирование всего посадочного комплекса оборудования для разрушения 9.

Для любого из методов разрушение ОКО 6 проводят путем последовательного отделения от основного тела ОКО 6 кусков строго контролируемых размеров, причем размеры частей выбирают такими, что масса каждой из них исходя из плотности объекта менее опасной для Земли.

В процессе отделения от основного тела ОКО 6 кусков строго контролируемых размеров возможно перемещение (расталкивание) уже отделенных частей от основного тела с помощью устройства для перемещения 12 для возможности доступа оборудования для разрушения 9 к внутренним слоям основного тела ОКО 6. При этом все составные части ОКО 6 остаются на орбите 5 центра масс ОКО 6. Для предотвращения неконтролируемого движения, соударения и т.п. уже отделенных частей 10 возможна фиксация их положения относительно друг друга с помощью дистанционаторов 13, препятствующих соединению разделенных частей между собой, но не препятствующие удалению частей друг от друга под действием градиента гравитационного поля Земли на расстоянии менее предела Роша 7.

Если в процессе дробления ОКО 6 выяснится, что плотность вещества ОКО не равномерна по объему, то измерения плотности вещества каждой части ОКО 5 проводят перед ее отделением от основного тела для уточнения размеров отделяемой части.

Время посадки КА 8 на поверхность ОКО 6 выбирают так, что полное контролируемое разделение ОКО 6 на части заканчивается до момента сближения ОКО 6 с Землей 1 на расстояние, равное пределу Роша 7. Поэтому после приближения раздробленных частей ОКО 6 к Земле 1 на расстояние менее предела Роша 7, они будут растаскиваться градиентом гравитационного поля Земли 1 и войдут в атмосферу 2 по уже собственным траекториям. Поскольку масса каждой отдельной части будет меньше опасной, то каждая отдельная часть рассеет свою кинетическую энергию в атмосфере 2 Земли 1, не долетев до поверхности.

Положительный эффект от применения предлагаемого способа заключается в том, что надежность осуществления предлагаемого способа повышается вследствие того, что в процессе контролируемого разделения ОКО на части, каждая из которых имеет для Земли не опасные параметры, полностью исключается возможность отказов (образование опасных для Земли осколков).

Безопасность предлагаемого способа повышается благодаря тому, что в процессе дробления ОКО не сообщается кинетическая энергия отделенным частям, хаотичное движение которых мешало бы корректирующим действиям последующих миссий, например, в случае отказа какого-нибудь оборудования.

1. Способ защиты Земли от опасных космических объектов в Солнечной системе, состоящий в том, что к опасному космическому объекту в Солнечной системе направляется космический аппарат, который осуществляет посадку на его поверхность с оборудованием для разрушения, отличающийся тем, что определяют плотность опасного космического объекта, а затем производят разрушение его путем последовательного отделения от основного тела опасного космического объекта частей контролируемых размеров, причем размеры частей выбирают такими, что масса каждой из них, исходя из плотности объекта, менее опасна для Земли.

2. Способ защиты Земли от опасных космических объектов по п.1, отличающийся тем, что время посадки космического аппарата на поверхность опасного космического объекта выбирают так, что полное контролируемое разделение опасного космического объекта на части заканчивается до момента сближения его с Землей на расстояние, равное пределу Роша.

3. Способ защиты Земли от опасных космических объектов по п.1, отличающийся тем, что плотность каждой части опасного космического объекта определяют перед ее отделением.

4. Способ защиты Земли от опасных космических объектов по п.1, отличающийся тем, что в процессе отделения от опасного космического объекта частей контролируемых размеров производят перемещение отделенных частей для последующего доступа к основному телу опасного космического объекта и фиксацию их положения относительно друг друга с помощью дистанционаторов, препятствующих соединению разделенных частей между собой, но не препятствующих удалению частей друг от друга под действием градиента гравитационного поля Земли.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к средствам и методам управления траекторией движения космических объектов, в частности астероидов. Способ заключается в том, что на поверхность астероида локально наносят по меньшей мере одно вещество в твердом или жидком состоянии.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для защиты Земли от космических объектов (КО). Формируют линию воображаемой окружности на поверхности КО и равномерно по поверхности воображаемого купола, опирающегося на эту окружность, устанавливают группы зарядов, воздействуют на КО последовательно серией, согласованной с геометрическими размерами и плотностью КО, взрывов, отделяющихся от космических перехватчиков с системой управления, двигателями коррекции траектории полета, двигателями выравнивания скоростей и устройством наведения на цель, пространственно распределенных групп ядерных или термоядерных зарядов взрывчатых веществ с детонатором, жидкостью и дистанционным устройством одновременного подрыва всех зарядов группы в приповерхностных слоях метеоритно-кометного вещества, при этом в вершине воображаемого купола производят взрыв зарядов большей, или равной, или меньшей мощностей, а остальные взрывы производят зарядами равной мощности.
Изобретение относится к области модификации параметров космической среды и, в частности, атмосферы Марса. Оно может быть использовано для экспериментальной наземной отработки данной технологии в искусственно созданной среде.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для защиты Земли от опасных космических объектов (КО). Устройство космического аппарата (КА) с зарядом взрывчатого вещества для газодинамического воздействия на опасный КО содержит основной заряд взрывчатого вещества (ВВ), отсек с выпускаемыми блоками с дополнительным зарядом ВВ, систему управления, систему самонаведения, блоки движения и ориентации, систему детонации основного заряда ВВ, блок синхронизации времени, приемо-передающую аппаратуру связи с блоками с дополнительным зарядом ВВ и программой выпуска и построения блоков с дополнительными зарядами ВВ в формацию вокруг КА.

Изобретение относится к области исследования устройств на герметичность и может быть использовано для контроля герметичности корпуса космического аппарата (КА) и поиска места течи из его отсеков в условиях орбитального полета или в процессе вакуумных испытаний.

Изобретение относится к области маскировочных устройств для защиты космических объектов от обнаружения и распознавания. Техническое решение основано на формировании остаточным газом складной эластичной оболочки, снабженной цилиндрическими выступами различной длины, кратной половине длины волны в диапазоне волн зондирующей радиолокационной станции.
Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для защиты Земли от астероидов. В переднюю или боковую сторону каменного, или железобетонного, или металлического астероида запускают несколько ядерных или нейтронных зарядов мощностью, не нарушающей монолитность астероида, последним направляют ядерный, или нейтронный, или термоядерный заряд мощностью, достаточной для разрушения астероида.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано в будущем для перемещения населения Земли в более удаленное от Солнца место. Увеличение среднего радиуса орбиты Земли производят путем организации последовательности гравитационных маневров у Луны крупных объектов из пояса астероидов или пояса Койпера.

Изобретение относится к области испытаний ракетно-космической техники, может быть использовано для контроля герметичности корпуса космического аппарата и поиска места течи из отсеков космического аппарата в условиях орбитального полета или в процессе вакуумных испытаний и направлено на упрощение диагностики негерметичности корпуса космического аппарата, повышение ее точности и сокращение времени поиска места течи, что обеспечивается за счет того, что создают давление воздуха внутри корпуса космического аппарата и вывод о наличии локальной негерметичности делают с использованием чувствительной среды, в качестве чувствительной среды применяют индикаторные дискретные частицы, запускаемые с заданным шагом вдоль поверхности его корпуса и меняющие свои траектории под воздействием газового потока из течи, производят измерение отклонения положения мест ударов этих частиц о чувствительный экран-мишень, устанавливаемый под заданным углом для отражения их в ловушку, и регулируют чувствительность измерений изменением начальных скоростей индикаторных дискретных частиц и расстояния между источником, запускающим индикаторные дискретные частицы, и экраном-мишенью.

Изобретение относится к космической технике, в частности к средствам очистки околоземного пространства от мусора. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для маскировки космических объектов путем формирования ложных целей. Надувная ложная цель содержит надувную трансформируемую оболочку с остаточным газом, газогенератором с электрозапалом, источником тока с выключателем, гибкие упругие связи.

В виброзащитной платформе крепление и расфиксация подвижной части (2) с основанием (1) осуществляется автоматически с помощью системы, содержащей фиксаторы с реверсивными электромоторами-редукторами (6) и концевыми выключателями (15), срабатывающими в крайних положениях подвижной части виброзащитной платформы и отключающими электромоторы-редукторы.

Изобретение относится к космической отрасли и касается узлов и элементов крепления оборудования космического аппарата (КА) на его силовой конструкции из полимерных композиционных материалов (ПКМ).

Группа изобретений относится к методам и средствам прицеливания (наведения) бортовых приборов, преимущественно аэрокосмического пилотируемого аппарата (ПА). Предлагаемый способ включает определение положения и ориентации свободно перемещаемого прибора внутри ПА.

Изобретение относится к области машиностроения. Шариковый замок содержит рабочую поверхность, выполненную в виде конической поверхности.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности и безопасности космонавтов в процессе работы в открытом космосе. Страховочное устройство для условий невесомости содержит страховочный фал (СФ), гильзы с резьбой на наружной поверхности, пальцы, пружина растяжения (ПР), накидные гайки, чехол из мягкого материала, обоймы.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Устройство фиксации предметов в невесомости содержит фиксатор в виде проволоки (из материала, обладающим свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, рычаг (с возможностью вращения и поступательного движения относительно фиксатора) с щелевым отверстием шириной, соизмеримой с диаметром фиксатора.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения состояния поверхности космического аппарата, а также других поверхностей в нанометровом диапазоне.

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

Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к способам космического захоронения радиоактивных отходов и космическим аппаратам (КА) с электроракетной двигательной установкой для транспортировки на орбиты захоронения в дальний космос радиоактивных отходов (РАО).

Изобретение относится к космической области, а именно к радиоэлектронным устройствам космического модуля. Технический результат - расширение функциональных возможностей радиоэлектронного блока за счет крепления устройств жизнеобеспечения и полезной нагрузки космического модуля непосредственно на его корпусе, что уменьшает объем и массу модуля. Достигается тем, что модуль дополнительно содержит несущие рамные элементы с монтажными площадками, на которые крепятся устройства жизнеобеспечения и полезная нагрузка, например солнечные батареи и солнечные датчики. Несущие рамные элементы помещены между ячейками радиоэлектронного блока, надеты на шпильки и стянуты гайками. 4 ил.
Наверх