Многомодульный космический аппарат для очистки геостационарной орбиты и способ очистки геостационарной орбиты



Многомодульный космический аппарат для очистки геостационарной орбиты и способ очистки геостационарной орбиты
Многомодульный космический аппарат для очистки геостационарной орбиты и способ очистки геостационарной орбиты

 


Владельцы патента RU 2573015:

Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") (RU)

Изобретение относится к космической технике и может быть применено для реализации программ сведения с геостационарной орбиты (ГСО) вышедших из строя космических аппаратов (КА). Многомодульный космический аппарат (МКА) для очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов содержит двигательную установку с запасами топлива, энергоустановку и систему управления с комплексом средств наблюдения и определения параметров движения сводимого с орбиты космического аппарата (СКА). На борту МКА размещено не менее одного модуля автономного маневрирования с двигательной установкой, системой управления, головкой самонаведения, полезной нагрузкой, с возможностью отделения модуля в заданный момент времени. Способ очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов включает запуск МКА на дежурную орбиту, близкую по высоте к ГСО нахождения СКА, во встречном направлении по отношению к направлению движения СКА. Техническим результатом изобретения является снижение затрат ресурсов (топлива, ракет-носителей) на решение задачи очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть применено для реализации программ сведения с геостационарной орбиты (ГСО) вышедших из строя антропогенных объектов - космических аппаратов (КА), инспекции КА на ГСО, решения других задач, требующих контактного или неконтактного (информационного) взаимодействия с КА, находящимися на ГСО, а также, в ряде случаев, и на других орбитах.

Известны способы сближения двух автоматических космических аппаратов с целью сведения с орбиты одного из них и устройства для этой цели. Например, взаимодействие военного КА перехватчика «ИС» с КА-целью (см., например, «60 лет труда во имя мира». - М.: Оружие и технологии, 2004, С. 241-242). Способ заключается в выведении КА «ИС» на орбиту, близкую по своим параметрам (наклонению, долготе восходящего угла, аргументу перигея, высоте, эксцентриситету) к орбите КА-цели, в период, непосредственно предшествующий применению. В полете КА «ИС», совершая маневры по командам с наземных пунктов управления, переходит в область, близкую к расположению цели, обнаруживает ее с помощью бортовой радиолокационной головки самонаведения и автономно осуществляет конечное наведение. Недостатком способа и устройства на его основе являются большие затраты характеристической скорости для осуществления маневров по выходу в область расположения КА-цели (до 1/3 бортового запаса топлива КА «ИС») и, в этой связи, невозможность повторного маневра к другой цели.

Известны энергетически менее затратные устройства и способы сведения с орбиты нескольких КА путем взаимодействия с ними, в том числе на встречных курсах. Например, путем «выстреливания» неуправляемых снарядов с носителя космического базирования (система «Brilliant Pebbles», США; журнал Aviation Week&Space Technology, №13, август 2001). Недостатками системы являются отсутствие у снарядов системы самонаведения, что приводит к повышенному их расходу, необходимость нахождения носителя в непосредственной близости от сводимого КА; невозможность изменения целеуказания после запуска снарядов.

Ближайшим аналогом является американская противоспутниковая система GBI (см., например, справочник Jane′s STRATEGIC WEAPON SYSTEMS, январь 2004 г.), состоящая из ракеты-носителя и ступени перехвата - маневрирующего космического аппарата, оснащенного системой управления с оптической головкой самонаведения, двигательной установкой.

Ракета-носитель выводит маневрирующий КА в расчетную точку захвата оптической головкой самонаведения спутника-цели, в том числе на встречных курсах, после чего маневрирующий КА осуществляет маневр для сближения и сведения цели с орбиты (выведения цели из строя) за счет кинетической энергии соударения. По открытой информации такая система предназначалась для взаимодействия с КА, находящимися на низких и средних орбитах.

Недостатком способа - ближайшего аналога и устройства на его основе являются критичная зависимость результата работы маневрирующего КА от точности выхода ракеты-носителя в расчетную область расположения цели, невозможность изменения целеуказания после старта ракеты-носителя с Земли, невозможность применения такого аппарата по нескольким целям.

Целью предлагаемого изобретения является создание устройства космического аппарата для очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов за счет кинетической энергии соударения и способа очистки, характеризующихся возможностями гибкого изменения программы полета (выбора новой цели), сведения с орбиты нескольких космических аппаратов, пониженными затратами характеристической скорости для маневров.

Указанная цель достигается тем, что космический аппарат (КА) для очистки ГСО от антропогенных объектов, содержащий двигательную установку с запасами топлива, энергоустановку и систему управления с комплексом средств наблюдения и определения параметров движения сводимого с орбиты космического аппарата (СКА), выполнен многомодульным: на его борту размещено не менее одного модуля автономного маневрирования с двигательной установкой, системой управления, головкой самонаведения, полезной нагрузкой, с возможностью отделения модуля в заданный момент времени.

В соответствии со способом очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов, включающим запуск космического аппарата на дежурную орбиту, близкую по высоте к геостационарной орбите нахождения СКА, во встречном направлении по отношению к направлению движения СКА, производят запуск многомодульного космического аппарата (МКА), с наземного пункта управления передают МКА данные о координатах СКА и времени физического контакта с СКА, при прохождении МКА по дежурной орбите более одного витка с помощью аппаратуры МКА автономно находят заданный СКА и уточняют параметры его орбиты, рассчитывают параметры маневра для физического контакта с СКА, отделяют один из модулей автономного маневрирования для совершения маневра, физического контакта с СКА и сведения его с ГСО.

При наличии на ГСО нескольких аппаратов для сведения с орбиты последовательно таким же образом автономно отделяют от МКА для совершения маневра и физического контакта с ними и остальные модули автономного маневрирования.

Движение по орбите дежурства многомодульного космического аппарата до наступления полученного по командам с Земли времени совершения маневра осуществляют в режиме пониженного энергопотребления или временного перевода в нерабочее состояние не менее одной технической системы.

Схема полета МКА на дежурной орбите и сближения модуля автономного маневрирования с СКА приведена на фиг. 1 (на примере МКА и одного СКА). На фиг. 2 приведена схема МКА (в составе основного модуля, далее - базового блока, с модулями автономного маневрирования на борту; виды спереди и сбоку). Приняты обозначения:

1 - Земля;

2 - СКА (направление линейной скорости полета VСКА показано стрелкой);

3 - МКА (направление линейной скорости полета (показано стрелкой) в момент отделения одного модуля автономного маневрирования и придания модулю автономного маневрирования импульса ΔVМКА);

4 - дежурная орбита МКА;

5 - ГСО;

6 - переходная орбита полета модуля автономного маневрирования;

7 - МКА после отделения модуля автономного маневрирования;

8 - МКА, базовый блок;

9 - модуль автономного маневрирования;

10 - головка самонаведения модуля автономного маневрирования;

11 - двигательные установки модуля автономного маневрирования;

12 - энергоустановка МКА;

13 - двигательная установка МКА;

14 - бортовые средства наблюдения МКА за СКА.

Пусть наземным пунктом управления определен космический аппарат (поз. 2, фиг. 1) на геостационарной орбите (поз. 5, фиг. 1) Земли (поз. 1, фиг. 1) для сведения с нее (вариант - несколько СКА). Заблаговременно на дежурную орбиту, находящуюся в одной плоскости с ГСО, во встречном направлении полета, выводится многомодульный космический аппарат (поз. 3, фиг. 1). На фиг. 1 (поз. 4), как пример, показана дежурная круговая орбита меньшего радиуса в сравнении с ГСО. Двигаясь по виткам дежурной орбиты, МКА автономно определяет и поддерживает заданное наклонение и высоту относительно геостационарной орбиты (орбиты расположения СКА).

Во время нахождения МКА на дежурной орбите наземные станции управления определяют координаты предназначенного для сведения КА и передают их МКА; также передаются параметры времени (временного интервала) совершения маневра сведения СКА с геостационарной орбиты.

До получения такой информации системы МКА, не участвующие в информационном взаимодействии с наземными станциями управления или поддержании траектории МКА, могут быть временно отключены, часть систем может находиться в режиме пониженного энергопотребления (т.н. «спящий режим» МКА).

При получении вышеуказанной информации с Земли МКА автоматически рассчитывает время выхода из «спящего режима», выбирает модуль для совершения маневра сведения космического аппарата с ГСО. После выхода из «спящего режима» с использованием бортовых средств наблюдения МКА производит автономное определение СКА на геостационарной орбите, уточнение параметров его движения, расчет времени, направления и величины импульса тяги для маневра соответствующего модуля на ГСО и физического контакта с СКА.

В случае получения с наземных пунктов управления информации об изменении выбора сводимого с ГСО КА МКА производит перерасчет параметров маневра модуля автономного маневрирования.

После отделения от многомодульного космического аппарата, при необходимости повторного сближения с СКА либо сближения с другим СКА (заданным командами с базового блока МКА), модуль автономного маневрирования (поз. 9, фиг. 1) самостоятельно рассчитывает и совершает маневр временного ухода с геостационарной орбиты и обратный маневр в область расположения СКА.

После отделения и отлета всех модулей для сближения со сводимыми космическими аппаратами МКА (базовый блок) может остаться на дежурной орбите, осуществить сближение и контакт с выбранным СКА на ГСО; совершить маневр для перехода на орбиту захоронения или маневр схода с орбиты Земли.

Применение изобретения позволит снизить затраты ресурсов (топлива, ракет-носителей) на решение задачи очистки геостационарной орбиты (и, в ряде случаев, других орбит) от антропогенных объектов, вследствие использования принципов запуска космических аппаратов «навстречу» в той же плоскости; запуска «в связке» сразу нескольких КА для решения одной задачи, и, как следствие, повысить эффективность использования ракетно-космической техники.

1. Космический аппарат (КА) для очистки геостационарной орбиты (ГСО) от антропогенных объектов, содержащий двигательную установку с запасами топлива, энергоустановку и систему управления с комплексом средств наблюдения и определения параметров движения сводимого с орбиты космического аппарата (СКА), отличающийся тем, что на его борту размещено не менее одного модуля автономного маневрирования с двигательной установкой, системой управления, головкой самонаведения, полезной нагрузкой, с возможностью отделения модуля в заданный момент времени.

2. Способ очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов, включающий запуск КА на дежурную орбиту, близкую по высоте к геостационарной орбите нахождения СКА, во встречном направлении по отношению к направлению движения СКА, отличающийся тем, что производят запуск многомодульного космического аппарата (МКА), с наземного пункта управления передают МКА данные о координатах СКА и времени физического контакта с СКА, при прохождении МКА по дежурной орбите более одного витка с помощью аппаратуры МКА автономно находят заданный СКА и уточняют параметры его орбиты, рассчитывают параметры маневра для физического контакта с СКА, отделяют один из модулей автономного маневрирования для совершения маневра, физического контакта с СКА и сведения его с ГСО.

3. Способ очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов по п. 2, отличающийся тем, что движение по орбите дежурства многомодульного космического аппарата до наступления полученного по командам с Земли времени совершения маневра осуществляют в режиме пониженного энергопотребления или временного перевода в нерабочее состояние не менее одной технической системы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему.

Изобретение относится к космической связи и может быть использовано при проектировании космических систем оперативной связи различного назначения. Технический результат состоит в повышении оперативности, помехоустойчивости и технологичности связи, Для этого глобальная низкоорбитальная космическая информационная система состоит из космического и наземного сегментов, включает в себя КА-абоненты и через телекоммуникационное и информационное пространство связана с потребителями на суше, на воде и в воздухе пользовательского сегмента.

Изобретение относится к космической технике. Космическая платформа содержит модуль служебных систем в форме прямоугольного параллелепипеда, узлы стыковки с системой отделения, двигательную установку, солнечные батареи, систему терморегулирования.

Изобретение относится к орбитальному движению искусственных спутников Земли (ИСЗ), совершающих групповой полет. Поддержание расстояния между ИСЗ по фронту производится путем периодического включения на ближней границе разрешенного коридора движения реактивной двигательной установки (ДУ) активного ИСЗ.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается изготовления силовой оболочки корпуса возвращаемого летательного аппарата. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса содержит скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки полезной нагрузки в космическое пространство. Комплекс содержит отсек силовой установки с несущей конструкцией с проемами, переходником, электрическим двигателем, источником электрического питания с солнечными элементами и ядерным источником энергии, бортовую систему в виде дополнительной жидкостной и твердотопливной системы обеспечения движения в космосе, образующую искусственный спутник Земли.

Изобретение относится к области радиотехники и может использоваться для передачи информации об аварийном состоянии изделий ракетно-космической техники на этапе космического запуска.

Кронштейн // 2565427
Металлический кронштейн (1) состоит из двух концевых участков с пазами и имеет Г-образный профиль с продольными и поперечными пазами (2) различной толщины по всей его длине.

Изобретение относится к устройствам и способам защиты летательных объектов при нападении. Целевой объект размещается в космическом аппарате (ложном объекте - оболочке).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для обеспечения безопасности космонавта при работе на поверхности пилотируемой космической станции в открытом космосе.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке полезной нагрузки (ПН) в космических аппаратах (КА). Устройство компоновки ПН содержит КА и выполнено в виде разделяемой силовой трубы изогридной сетчатой структуры с функцией силовой конструкции корпуса КА, и состоит из частей в зависимости от высоты и количества КА в ПН, с постоянной площадью поперечного сечения в пределах одной части и увеличивающейся площадью поперечного сечения к адаптеру ракеты-носителя (РН). Собирают космические аппараты вокруг соответствующих частей разделяемой силовой трубы на заводе-изготовителе, интегрируют КА в единую ПН, собирают космическую головную часть (КГЧ) в составе интегрированной ПН и головного обтекателя (ГО), устанавливают КГЧ на штатное место на РН. Изобретение позволяет повысить эффективность использования объёма под ГО РН. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Заявленное изобретение относится к способам питания космического аппарата. Для электропитания космического аппарата обеспечивают совместную работу солнечной батареи и литий-ионной аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, заряжают аккумуляторную батарею от солнечной батареи, измеряют и контролируют основные параметры бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, производят поэлементный контроль напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и наличие тока ее разряда. При появлении тока разряда блокируют проведение балансировки аккумуляторов, а при исчезновении - продолжают. Обеспечивается повышение эффективности использования литий-ионных аккумуляторных батарей в составе системы электропитания низколетящего космического аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек, амортизатор, выхлопные сопла, поршень, реактивный двигатель поршня и предохранительные амортизационные упоры. Блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек с интервалами, начинающимися при приближении поршня к амортизационным предохранительным упорам и прекращающимися после прекращения ускорения. Техническим результатом изобретения является увеличение скорости и экономия энергоресурсов. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к транспортным средствам и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два реактивных двигателя внутри корпуса блока управления, прямоугольную камеру с амортизатором, два тугоплавких пружинных клапана с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями, блок управления выдачей топлива с увеличенными интервалами. Изобретение позволяет повысить ускорение и надежность ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с солнечными батареями (СБ). В способе управления ориентацией СБ определяют углы разгона и торможения СБ и максимальные значения тока, вырабатываемого СБ при работе бортового оборудования в режимах минимального и максимального потребления тока. Задают углы срабатывания и отпускания СБ, диапазон времени определения положения СБ на освещенном участке орбиты и максимально допустимый угол анализа токов. Задают максимально допустимые ошибку определения углового положения СБ и период измерения токов. Устанавливают начальное значение максимального фонового тока и вычисляют точность определения положения СБ. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей и повышение эффективности способа управления положением СБ. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в искусственных спутниках Земли (ИСЗ). ИСЗ содержит силовой корпус в виде кольца с удлинением и передней частью в виде воронки, с кольцевым механическим демпфером с картечью или дробью, с элеронами, аэродинамический кольцевой стабилизатор (КС) в виде пленочного с металлизированной наружной поверхностью рукава с удлинением, гаргротами и кольцевыми ребрами жесткости, с перфорированной диафрагмой, стропы, тросы, дополнительные КС с диафрагмами, реактивную двигательную установку с многосопловыми блоками и рабочим телом в виде холодного газа. 14 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разгоне ракеты-носителя (РН) с параллельным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива. При старте РН включают в действие все жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) первой ступени, осуществляют снабжение компонентами ракетного топлива всех ЖРД ступени от центрального бака, содержащего один из компонентов, и от одного бокового бака, содержащего второй компонент, осуществляют перекрытие топливных магистралей после полного исчерпания в боковом баке всего запаса КРТ, производят сброс бокового бака вместе с размещенными на нем ЖРД, переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от другого бокового бака с КРТ, повторяют операции перекрытия топливных магистралей, сброса бокового бака и переключения топливных магистралей до полного исчерпания всех запасов всех КРТ во всех баках РН соответствующей ступени. Изобретение позволяет увеличить массу полезной нагрузки (ПН) и скорость РН при прежней массе ПН. 8 ил.

Изобретение относится к космической технике. В способе автоматической ориентации космического аппарата (КА) и солнечной батареи (СБ) при отказе устройства поворота солнечной батареи определяют угловое положение СБ относительно Солнца и связанной с ним системы координат (ССК). Для уменьшения рассогласования между проекцией вектора направления на Солнце и нормалью к рабочей поверхности СБ формируют команды на вращение и прекращение вращения СБ. При отсутствии вращения после выдачи соответствующих команд определяют ближайшее к текущему положению СБ фиксированное положение относительно ССК. Устанавливают фиксированное значение заданного угла, соответствующее ближайшему фиксированному значению относительно ССК, контролируют в течение заданного заранее интервала времени установку СБ в заданное фиксированное положение. Техническим результатом изобретения является продление ресурса функционирования и повышение живучести КА при отказе устройства поворота СБ. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Уничтожаемая система подачи топлива для спутника включает работающий под давлением бак из алюминиевого сплава совместно с устройством управления топливом из алюминиевого сплава в нем. Устройство управления топливом (УУТ) может обладать любыми известными на современном уровне техники признаками гидравлического транспорта, использующими капиллярное действие и поверхностное натяжение. Избранные внутренние поверхности бака и устройства УУТ покрывают покрытием на основе титана. Изобретение обеспечивает гарантированные смачиваемость и коррозионную стойкость системы доставки топлива при взаимодействии с горючим. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх