Аеродинамічна система усунення космічних об’єктів з навколоземних орбіт

Реферат: Система належить до космічної техніки, а саме до систем усунення космічних об'єктів з навколоземних орбіт, зокрема строк активного існування яких закінчився і вони являють собою UA 109194 C2 (12) UA 109194 C2 загрозу працюючим космічним апаратам. Вона містить конічну тонкостінну плівкову оболонку (КТПО) і надувні кільцеві торові оболонки, які торкаються одна одної і внутрішньої поверхні КТПО, і не менше трьох строп або штанг, що зв'язані одним кінцем з космічним об'єктом, а іншим - з КТПО. У внутрішніх порожнинах надувних кільцевих торових оболонок розміщено надувні сферичні тонкостінні плівкові оболонки, які зовнішніми поверхнями торкаються одна одної і внутрішньої поверхні надувних кільцевих торових оболонок. При необхідності усунення космічного об'єкта (КО) з орбіти аеродинамічна система усунення розгортається, площа перерізу КО різко збільшується, внаслідок чого збільшується сила аеродинамічного опору КО, і КО починає поступово усуватися з орбіти в щільні шари атмосфери. Винахід дозволяє збільшити строк ефективного функціонування АСУ. UA 109194 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Система належить до космічної техніки, а саме до систем усунення космічних об'єктів з навколоземних орбіт, зокрема строк активного існування яких закінчився і вони являють собою загрозу працюючим космічним апаратам. За даними Національного управління з аеронавтики і дослідження космічного простору США (NASA) на січень 2013 р. на навколоземних орбітах знаходилось біля 9400 об'єктів техногенного походження, так званого космічного сміття [The Orbital Debris Quarterly News. NASA JSC Houston. - 2013. - Vol. 17, № 1. - P. 8.]. Головними джерелами космічного сміття є останні ступені ракет-носіїв та космічні апарати, що закінчили свій строк існування і залишились на орбіті. Для запобігання зростанню кількості фрагментів космічного сміття (КС) Міжагентським комітетом по космічному сміттю (МККС) розроблено керівні принципи [IADC Space debris mitigation guidelines [Електронний ресурс]. IADC-2002-01. Revision 1 / Prepared by the IADC Steering Group and WG4 members. - 2003. - September. - 10 p. - Режим доступу: http://www.iadconline.org/index.cgi?item=docs_pub], що рекомендують включати до складу космічних об'єктів (КО), що будуть запускатися, системи, котрі по закінченню строку активного існування усунуть космічні апарати у щільні шари атмосфери, або переведуть їх на орбіти поховання. Як показано в [Алпатов А.П. Техногенное засорение околоземного космического пространства / А.П. Алпатов, В.П. Басс, С.А. Баулин, В.И. Бразинский, В.П. Гусынин, ΙΟ.Ф. Даниев, С.А. Засуха. Днепропетровск: Пороги, 2012. - 380 c.], найбільш засмічені області навколоземних орбіт знаходяться на висотах 200-700 км. Як показано в [Палий А.С. Методы и средства увода космических аппаратов с рабочих орбит (состояние проблемы) / А.С. Палий // Техническая механика, 2012. - № 1. - С. 94-102., Nock К.Т. Gossamer orbit lowering device (GOLD) for safe and efficient de-orbit / К.T. Nock, Gates K.L., Aaron К.M., McRonald A.D. // AIAA/AAS Astrodynamics specialist conference, 2-5 August 2010, Toronto, Ontario, Canada, AIAA 2010-782], для усунення об'єктів з навколоземних орбіт висотою 200-850 км найбільш ефективним, по критеріях простоти конструкції, відношенню вартості до маси та надійності, є використання аеродинамічних систем усунення (АСУ). Принцип дії АСУ базується на збільшенні технічними засобами площі перерізу космічного об'єкта на орбіті, що призводить до збільшення сили його аеродинамічного опору і зменшення часу орбітального існування. Вперше у світовій практиці використання сил аеродинамічної дії в орбітальному польоті КА для його пасивної аеродинамічної стабілізації було втілено та відпрацьовано на супутнику ДСМО "Космическая стрела" [Адамчик Л.В. Спутник "Космическая стрела" и его конструктивные особенности / Л.В. Адамчик, Н.А. Жариков, И.М. Поллуксов, В.И. Талан, В.А. Шабохин // Космическая стрела: Оптические исследования атмосферы: сб. статей / Академия наук СССР, Институт физики атмосферы. - М.: Наука, 1974. - С. 13-18] АСУ мають різноманітні конструкції, їх пропонують об'ємної конфігурації у формі конуса, кулі, тора, циліндричної труби, або ж у формі парасольки, парашуту, та інше. Для виготовлення АСУ пропонується використовувати тонкоплівкові полімерні матеріали різних модифікацій, наприклад Upilex-S, товщиною 25 мкм [Maesen D.С. Development of a generic inflatable de-orbit device for cubesats / E.D. van Breukelen, В.Т. Zandbergen, О.K. Bergsma // 58th International astronautic congress, September 24-28, 2007, Hyderabad, Andhra Pradesh, India, IAC-07-A6.3.06]. Описи АСУ різних конструктивних схем приведено в ряді джерел інформації, зокрема: 7 1. Пат. США на винахід 3282539, МПК В64G 1/62. Recovery system / Η.W. Wiant. - 420836; заявл. 23.12.64; опубл. 01.11.66. 7 2. Пат. США на винахід 4504031, МПК В64G 1/58. Aerodynamic braking and recovery method for a space vehicle / D.G. Andrews. - 353828; заявл. 02.03.82; опубл. 12.03.85. 7 3. Пат. США на винахід 4832288, МПК В64G 1/62. Recovery system / R.Т. Kendall. - 76631; заявл. 23.07.87; опубл. 23.03.89. 7 4. Пат. США на винахід 5345238, МПК Η1Q 15/16. Satellite signature suppression shield / Μ.Т. Eldridge, Κ.Η. VcKechnic, R.Μ. Неlfey. - 494278; заявл. 14.03.90; опубл. 06.09.94. 7 5. Пат. США на винахід 6264144, МПК В64G 1/14. Material assembly for an inflatable aerodynamic braking device for spacecraft deceleration and the like / J.M. Thornton. - 09/520533; заявл. 08.03.00; опубл. 24.06.01. 7 6. Пат. РФ на винахід 2199474, МПК В64G 1/22. Устройство надувной пассивной системы торможения последней ступени ракеты-носителя / Ю. Н. Майоров, А.Д. Дукин. - 2000131539/28; заявл. 15.12.00; опубл. 27.02.03. 7 7. Пат. США на винахід 6830222, МПК В64G 1/62. Balloon device for lowering space object orbits / K.T. Nock, A.D. McRonald, K.M. Aaron. - 10/394477; заявл. 21.03.03; опубл. 14.12.04. 7 8. Пат. РФ на винахід 2363627, МПК В64G 1/62. Способ и устройство аэродинамической стабилизации космического аппарата во время спуска на землю / Ж. Мулэн, Э. Муано, М. 1 UA 109194 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Прамполини. - 2006144850/11; заявл. 16.05.05; опубл. 10.08.09. 7 9. Пат. РФ на винахід 2435711, МПК В64G 1/62. Развертываемая аэродинамическая поверхность аэроторможения спутника / В. Пейпуда, О. Jle Куль. - 2008138539/11; заявл. 14.02.07; опубл. 10.12.11. 10. Пат. України на корисну модель 75540, В64G 1/62. Пристрій відведення космічних апаратів з орбіти / А.С. Палій. - u201204438; заявл. 09.04.12; опубл. 10.12.12. 11. Nock К.Т. Gossamer orbit lowering device (GOLD) for safe and efficient de-orbit / K.T. Nock, Gates K.L., Aaron K.M., McRonald A.D. // AIAA/AAS Astrodynamics specialist conference, 2-5 August 2010, Toronto, Ontario, Canada, AIAA 2010-782. 12. Nock K.T. Removing orbital debris with less risk / K.T. Nock, Aaron K.M., McKnight D. // Journal of spacecraft and rockets, 2013. - Vol. 50, № 2. - P. 365-379. 13. Землянский Б.А. Современное состояние вопроса о применении технологии надувных элементов конструкции в изделиях ракетно-космической техники, об использовании надувных тормозных устройств в конструкции спускаемых аппаратов и теплозащитные покрытия этих устройств / Б.А. Землянский, А.А. Иванков, С.Н. Устинов, В.С. Финченко // Вестник РФФИ, 2008. - № 1. - С. 37 63. 14. Алексашкин С.Н. Принципы проектирования спускаемых в атмосферах планет аппаратов с надувными тормозными устройствами / С.Н. Алексашкин, К.М. Пичхадзе, В.С. Финченко // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина, 2012. - № 2. - С. 4-11. Конструктивні схеми АСУ, описані в приведених вище джерелах інформації, та способи їх розгортання та застосування, являються аналогами АСУ, що заявляється. Всі ці аналоги мають різні недоліки, зокрема, значну вагу, складність технології виготовлення і розгортання в космосі, а також низьку надійність роботи системи під дією дрібних фрагментів КС (незначний час існування до утворення отворів, загальна площа яких приводить до виводу АСУ із ладу). Близьким по технічній суті та досягаемому ефекту до системи, що заявляється, є системааналог IRVE, описана в [Hughes S. Inflatable Re-entry Vehicle Experiment (IRVE) Design Overview [Електронний ресурс] / S. Hughes, R. Dillman, B. Starr, R. Stephan, M. Lindell, C. Player, F. th Cheatwood // Proceedings of 18 AIAA Aerodynamic decelerator systems technology conference and seminar, Munich, Germany, 24-26 °F May, 2005 / ΑΙΑΑ 2005-1636. - Режим доступу: http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20050182124_2005183200.pdf.]. АСУ IRVE складається із 7 торових оболонок, які утворюють форму конуса із зовнішньої сторони покриті теплозахисним багатошаровим екраном. Торові оболонки виконано з двошарового матеріалу Silicon-Kevlar, а екран виконано із полімерних матеріалів Silicon, Nextel, Kevlar та Kapton. Система IRVE успішно пройшла льотні випробовування, а саме - розгорнута на орбіті, зорієнтована по місцевій вертикалі, ввійшла у щільні шари атмосфери, зберегла цілісність і затонула в океані [David L. NASA Launching High-Tech Inflatable Heat Shield Test Monday [Електронний ресурс] / L. David. - Режим доступу: http://www.space.com/16615-nasa-inflatableheat-shield-launching-saturday.html]. Найбільш близьким по технічній суті та ефекту, що досягається, до системи, що заявляється, є технічне рішення, описане в [Алексашкин С.Н. Принципы проектирования спускаемых в атмосферах планет аппаратов с надувными тормозными устройствами / С.Н. Алексашкин, К.М. Пичхадзе, В.С. Финченко // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина, 2012. - № 2. - С. 4-11., Землянский Б.А. Современное состояние вопроса о применении технологии надувных элементов конструкции в изделиях ракетно-космической техники, об использовании надувных тормозных устройств в конструкции спускаемых аппаратов и теплозащитные покрытия этих устройств / Б.А. Землянский, А.А. Иванков, С.Н. Устинов, В.С. Финченко // Вестник РФФИ, 2008. - № 1. - С. 37-63.]. Система-прототип "Демонстратор" являє собою АСУ, виконану у формі надувного з м'яких еластичних торових оболонок затупленого конуса. Автори цієї системи пропонують повертати в атмосферу і рятувати з її використанням останні ступені РН та розгінних блоків і космічні апарати. Дана система має ряд недоліків, по-перше, складну технологію виготовлення, подруге, значну вагу, і по-третє, незначний строк функціонування при її взаємодії із фрагментами космічного сміття. Перші два недоліки усунено в системі-аналозі GOLD до пристрою, що заявляється [Nock К.Т. Gossamer orbit lowering device (GOLD) for safe and efficient de-orbit / К.T. Nock, Gates K.L., Aaron К.M., McRonald A.D. // AIAA/AAS Astrodynamics specialist conference, 2-5 August 2010, Toronto, Ontario, Canada, АIАА 2010-782], проте автор цієї системи не враховував шкідливу дію фрагментів КС, і як наслідок, система GOLD також мас незначний строк функціонування. Всі перелічені недоліки прототипу, а саме складна технологія виготовлення, значна вага та незначний строк функціонування, усунено в системі, яка заявляється. 2 UA 109194 C2 5 10 Аеродинамічна система усунення космічних об'єктів з навколоземних орбіт, яку заявляють автори, що містить, як і прототип, конічну тонкостінну плівкову оболонку (КТПО) і надувні кільцеві торові оболонки, які торкаються одна одної і внутрішньої поверхні КТПО, і не менше трьох строп або штанг, що зв'язані одним кінцем з космічним об'єктом, а іншим - з КТПО, відрізняється тим, що у внутрішніх порожнинах надувних кільцевих торових оболонок розміщено надувні сферичні тонкостінні плівкові оболонки, які зовнішніми поверхнями торкаються одна одної і внутрішньої поверхні надувних кільцевих торових оболонок, а її форма і параметри при заданих масі космічного об'єкта mKA, великої півосі орбіти a та тривалості часу сходження з орбіти tL вибираються із співвідношень: - площа перерізу аеродинамічної системи усунення (АСУ), Sn:  3  e  exp( z)  7e 5e2 1  11e 3 3  1       1    2   O e3 ,  1  6 16 2z  12 4z 4z  4z    4I0 ( z)  8eI1( z)  , Sn  tL 3nCX де I0 ( z) , I1( z) - функції Бесселя, порядку 0 та 1 відповідно; z - аргумент функції Бесселя, z  ae / Hn ; e - ексцентриситет орбіти; HП - висота однорідної атмосфери;  - гравітаційний параметр,   3,986  105 км3 / с 2 ; 1 3 O – відносні похибки порядку е та ; 4z  n - щільність атмосфери в перигеї орбіти; C X - коефіцієнт аеродинамічного опору. - діаметр сферичної оболонки тора конічної тонкостінної плівкової оболонки (КТПО), d сф : a  2mKA 15 20 2 4SП  dKA , 12 dсф  де dKA - діаметр космічного апарата. - діаметр при меншій основі КТПО, d 1 : d1  dKA  dсф , 25 - діаметр наступних торових оболонок КТПО, dn : dn  dn1  2k ; d2  d1  2k ,  3d2 d  сф k  сф  ,  4 2    - діаметр при більшій основі КТПО, d3 : 4SП  dсф ,  d3  d2  2k ; d3  30 - довжина твірної бокової поверхні КТПО АСУ, Lб : 2 Lб  L 2 об 35 d  d  3  1 ; 2 2 - висота КТПО, Lоб: Lоб = (n – 1)dсф n - кількість торових оболонок; - кут розміщення сферичних оболонок по поперечному перерізу n-ї торової оболонки, 3 2n : UA 109194 C2 2n  2 , mn dn  dnвн  ,  зов mn dn зов  dnвн mn - кількість сферичних оболонок n-ї торової оболонки; dn зов - зовнішній діаметр n-ї торової оболонки; 5 dnвн - внутрішній діаметр n-ї торової оболонки; dnвн  dn  dсф , dnзов  dn  dсф ; - довжина від ΚΑ до першої торової оболонки КТПО, 10 L1 : L1  0,4... 0,6LКА де LКА - довжина ΚΑ у напрямку вектора орбітальної швидкості КА. Наприклад, для усунення з орбіти розгінного ступеня РН, з наступними характеристиками: - маса m  2192,1 кг ; - діаметр d  2,89 м ; - довжина l  1395 м ; , 15 - висота орбіти h  700 км ; - нахил орбіти і  65 ; Характеристики плівки КТПО: - матеріал - поліімід ΠΜ-А; - товщина - 8 мкм. Для забезпечення тривалості сходження з орбіти КА аеродинамічної системи усунення будуть наступними: - площа перерізу аеродинамічної системи усунення (АСУ), SП :  20 tL  5 років , параметри Sn  295,9 м2 ; - діаметр сферичної оболонки тора КТПО, dсф : 25 dсф  5,58 м ; - діаметр при меншій основі КТПО, d1 : d1  8,47 м ; - діаметр наступних торових оболонок КТПО, dn : d2  3171 м ; , 30 - діаметр при більшій основі КТПО, d3 : d3  54,95м ; - довжина твірної бокової поверхні конічної тонкостінної плівкової оболонки (КТПО) L б АСУ: L б  25,78 м ; - висота КТПО, 35 L об  1116 м ; , L об : - кут розміщення по поперечному перерізу торової оболонки сферичних оболонок, 2 : 1  42 , 2  10 , 3  6 , m1  5 , m2  18 , m3  30 ; - довжина від ΚΑ до першої торової оболонки КТПО, 4 L1 : UA 109194 C2 L1  0,5LKA  1445 м ; , - маса АСУ: mАСУ  9125 кг . , 5 10 15 20 25 30 35 Реалізація системи, що заявляється, пояснюється кресленнями, де показано: на Фіг. 1 - КО з АСУ; на Фіг. 2 - структурна схема АСУ; на Фіг. 3 - вигляд зверху КТПО з перерізом першої торової оболонки; на Фіг. 4 - структурна схема розрахунку кількості сферичних оболонок mn в торовій оболонці Ошибка! Объект не может быть создан из кодов полей редактирования., за допомогою трикутника OPR, кута розміщення по поперечному перерізу торової оболонки сферичних оболонок, 2 , діаметра сферичної оболонки торової оболонки КТПО dсф , серединного діаметра торової оболонки КТПО; на Фіг. 5, 6 - КО з АСУ у тримірному вигляді. Зв'язка КО-АСУ (Фіг. 1) містить КО 1, контейнер для зберігання АСУ 2, стропи або штанги 3, надувні кільцеві торові оболонки 4-6, плівкову поверхню КТПО 7. Система функціонує наступним чином. При необхідності усунення КО з орбіти АСУ розгортається (Фіг. 1) площа перерізу КО різко збільшується, внаслідок чого збільшується сила аеродинамічного опору КО, і КО починає поступово усуватися з орбіти в щільні шари атмосфери. При цьому в зв'язку з тим, що в торових кільцевих оболонках розміщено автономні сферичні оболонки, які приймають на орбіті сферичну форму за рахунок залишкового тиску, порушення цілісності окремої оболонки не приводить до виходу із ладу окремої торової оболонки (що мало б місце при використанні торових оболонок, порожнини яких не розділено на окремі автономні секції, використаних, наприклад, в системі-прототипі), що забезпечує значне збільшення строку функціонування запропонованої авторами АСУ КО з навколоземної орбіти. Вихід з ладу навіть до 40 % загальної кількості сферичних оболонок не приводить до зміни загальної конфігурації та розмірів АСУ, тобто не впливає на основні принципи її роботи. Таким чином, запропонована авторами АСУ забезпечує значне збільшення строку активного усунення КО з навколоземних орбіт при простоті будови та високій надійності вводу в дію АСУ та її незначній масі. Для порівняння тривалості функціонування системи-аналогу GOLD і системи-прототипу "Демонстратор" із системою, що заявляється авторами, з використанням моделі середовища КС MASTER-2009 [Meteoroid and space debris terrestrial environment reference model MASTER2009 / ESA-SD-DVD-02, Release 1.0, December 2010.] було проведено розрахунок частоти зіткнення фрагментів КС із оболонками GOLD та "Демонстратор" і оболонкою, що заявляється, і часу, за який система вийде з ладу через значну загальну площу отворів в оболонці. Оболонка вийде з ладу, коли вона втратить форму і розміри, потрібні для її ефективного функціонування, що стається після падіння тиску в оболонці, внаслідок утворення отворів, сумарна площа яких приведе до швидкої масової витрати газу в оболонці [Кошмаров Ю.А. Прикладная динамика разреженного газа / Ю.А. Кошмаров, Ю.А. Рыжов. - М.: Машиностроение, 1977. - 184 с.]: p1 40 dс КТПО, зовнішнього діаметра торової оболонки T1  p 2 T2 , де p1 , p 2 - тиск газу в оболонці та екзосфері, відповідно; оболонці та екзосфери, відповідно. При цьому масова витрата через отвори загальною площею T1 , T2 - температура газу в A 0 при цьому буде G  0 (режим континуума Нав'є-Стокса): G 1  p1 p    2 A 0 , 2R  T1 T2    2 45 2 1 1 де R - універсальна газова стала, R  8,3144621 м кгс К Моль . Виявилось, що запропонована авторами АСУ має строк існування, на два порядки більший, ніж система GOLD, та на порядок більший, ніж система-прототип "Демонстратор". 5 UA 109194 C2 ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 5 10 Аеродинамічна система усунення космічних об'єктів з навколоземних орбіт, що містить конічну тонкостінну плівкову оболонку і надувні кільцеві торові оболонки, які торкаються одна одної і внутрішньої поверхні конічної тонкостінної плівкової оболонки, і не менше трьох строп або штанг, які зв'язані одним кінцем з космічним об'єктом, а іншим - з конічною тонкостінною плівковою оболонкою, яка відрізняється тим, що у внутрішніх порожнинах надувних кільцевих торових оболонок розміщено надувні сферичні тонкостінні плівкові оболонки, які зовнішніми поверхнями торкаються одна одної і внутрішньої поверхні надувних кільцевих торових оболонок, причому розміри аеродинамічної системи при заданих масі космічного об'єкта mKA, великої півосі орбіти a та тривалості часу сходження з орбіти tL вибирають із співвідношень: - площа перерізу аеродинамічної системи усунення (АСУ), Sn: 2mKA Sn  15 a   3  e  exp(z)  7e 5e 2   1  11e 3 3   3 1        1    1    O e , 4z  4I0 ( z)  8eI1( z)  6 16 2z  12 4z 4z 2        , t L 3nC X де I0 ( z) , I1( z) - функції Бесселя, порядку 0 та 1 відповідно; z - аргумент функції Бесселя, z  ae / Hn ; e - ексцентриситет орбіти; Hn - висота однорідної атмосфери;  - гравітаційний параметр, =3,98610 км / с ; 5 20 3 O - відносні похибки порядку е та 3 2 1 ; 4z n - щільність атмосфери в перигеї орбіти; C X - коефіцієнт аеродинамічного опору; 25 30 35 - діаметр сферичної оболонки тора конічної тонкостінної плівкової оболонки (КТПО), dсф: Ошибка! Объект не может быть создан из кодов полей редактирования., де dKA - діаметр космічного апарата; - діаметр при меншій основі КТПО, d1 : d1  dKA  dсф , - діаметр наступних торових оболонок КТПО, dn : dn = dn-1 + 2k; d2 = d1 + 2k, Ошибка! Объект не может быть создан из кодов полей редактирования.; - діаметр при більшій основі КТПО, d3 : Ошибка! Объект не может быть создан из кодов редактирования., d3 = d2 + 2k; - довжина твірної бокової поверхні КТПО АСУ, L б : полей 2 d  d L б  L2   3  1  ,  об  2 2  40 - висота КТПО, Lоб : Ошибка! Объект не может быть создан из кодов полей редактирования., n - кількість торових оболонок; - кут розміщення сферичних оболонок по поперечному перерізу n-ї торової оболонки, 2n: 2n  2 , mn dn  dnвн  ,  зов mn dnзов  dnвн mn - кількість сферичних оболонок n-ї торової оболонки; 45 dn зов - зовнішній діаметр n-ї торової оболонки; 6 UA 109194 C2 dnвн - внутрішній діаметр n-ї торової оболонки; dnвн  dn  dсф , dnзов  dn  dсф , 5 - довжина від KΑ до першої торової оболонки КТПО, L1 : L1  0,4...0,6LКА , де LКА - довжина KΑ у напрямку вектора орбітальної швидкості KА. 7 UA 109194 C2 8 UA 109194 C2 9 UA 109194 C2 Комп’ютерна верстка Г. Паяльніков Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 10