Спосіб відводу космічного об’єкта з навколоземної орбіти

Реферат: Спосіб відводу космічного об'єкта з навколоземної орбіти включає виведення засобу відведення ракетою-носієм, очікуванні космічного об'єкта на орбіті, наведенні на космічний об'єкт, проведенні зближення і стикування з ним, переорієнтацію вектора тяги та відведення. Після переорієнтації зменшують швидкість засобу відводу з космічним об'єктом реактивною рушійною установкою, формують еліптичну орбіту, перигей якої лежить в верхніх шарах атмосфери Землі, при першому наближенні до перигею розгортають аеродинамічний вітрильний пристрій для гальмування засобу відводу з космічним об'єктом під впливом сили аеродинамічного опору атмосфери Землі. UA 116393 U (54) СПОСІБ ВІДВОДУ КОСМІЧНОГО ОБ'ЄКТА З НАВКОЛОЗЕМНОЇ ОРБІТИ UA 116393 U UA 116393 U 5 10 15 20 25 30 35 40 Корисна модель належить до галузі ракетно-космічної техніки і може бути використана для очищення навколоземного космічного простору від об'єктів космічного сміття з використанням комбінованого засобу відводу. Відомі способи очищення навколоземного космічного простору, зокрема: з використанням дистанційного гальмування космічного об'єкта завдяки створенню штучної атмосфери на його шляху [1]. Для цього розсіюють газоподібну вибухову речовину на траєкторії перед космічним об'єктом, детонують її, зменшують кінетичну енергію космічного об'єкта шляхом вибуху речовини і утворення щільних газоподібних шарів, формують еліптичну орбіту космічного об'єкта для згоряння в щільних шарах атмосфери Землі. Недоліком даного способу є необхідність стабілізації засобу розсіювання відносно космічного об'єкта протягом тривалого часу, що потребує великих затрат робочого тіла; вибух газоподібної речовини з утворенням шару продуктів згоряння може призвести до порушення цілісності конструкції або вибуху космічного об'єкта в результаті якого замість одного утвориться множина космічних об'єктів, і стан космічної обстановки погіршиться. Ще одним способом є відвід космічного сміття з орбіт корисних навантажень [2], в основі якого лежить виведення супутника ракетою-носієм, перевід ракети-носія в район орбіти космічного об'єкта, забезпечення зустрічі, зближення і стикування ракети-носія з космічним об'єктом, з подальшим зменшенням швидкості для відводу на орбіту утилізації. Недоліком даного способу є обмеженість використання, пов'язана з можливістю ракети-носія вирішувати задачі захоплення і відводу космічних об'єктів з навколоземної орбіти після вирішення задачі виведення супутників. Найбільш близьким аналогом (прототипом) є спосіб використання засобу з реактивною рушійною установкою [3], який включає виведення засобу відведення ракетою-носієм, очікування космічного об'єкта на орбіті, наведення на космічний об'єкт, проведення зближення і стикування з ним, переорієнтацію вектора тяги та відведення. Недолік відомого способу полягає в тому, що зміна швидкості, яка необхідна для відводу космічного об'єкта в щільні шари атмосфери, де він припинить своє існування, відбувається тільки за рахунок роботи реактивної рушійної установки та пов'язана зі значними витратами робочого тіла і, відповідно, з економічними затратами, що переважають вартість виведення супутника на задану орбіту. Це обмежує поширення вказаного способу. В основу корисної моделі поставлена задача підвищення ефективності способу відводу космічного об'єкта в щільні шари атмосфери Землі. Поставлена задача вирішується тим, що виведення засобу відведення ракетою-носієм, очікування космічного об'єкта на орбіті, наведення на космічний об'єкт, проведення зближення і стикування з ним, переорієнтації вектора тяги та відведення, зменшення швидкості засобу відводу з космічним об'єктом реактивною рушійною установкою, формування еліптичної орбіти, перигей якої лежить в верхніх шарах атмосфери Землі, розгортання при першому наближенні до перигею аеродинамічного вітрильного пристрою для гальмування засобу відводу з космічним об'єктом під впливом сили аеродинамічного опору атмосфери Землі. Величина зменшення швидкості, необхідна для забезпечення заданого часу до припинення існування засобу відводу з космічним об'єктом в щільних шарах атмосфери Землі, залежить від висоти орбіти, балістичного коефіцієнта засобу відводу з космічним об'єктом, а також вимог до часу його існування на навколоземній орбіті, та визначається співвідношеннями: V   V  V exp h h  h exp  V ,  45  V     exp  , h   8,0532  10 4 , Д=3,7-10-\ h  3,7  10  4, V     exp  V ,  V   10050  0,2158 , ,     0,5025 0,2158 ,    380,664  0,4908 T  0,02814 T 2  0,003446 T3 ,    426,654  0,4908 T  0,02814 T 2  0,003446 T3,   1000 ,775  10090 T  0,66581T 2  0,012844 T3 , ,   148,957  10090 T  0,66581T 2  0,012844 T3 , , 1 UA 116393 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 де h - висота орбіти космічного об'єкта, км; 2 σ - балістичний коефіцієнт засобу відводу з космічним об'єктом, м /кг; Т - потрібний час до припинення існування засобу відводу з космічним об'єктом в щільних шарах атмосфери Землі, роки;  V , V , h, h ,  V ,  , , , ,  - коефіцієнти отримані апроксимацією результатів чисельного моделювання руху засобу відводу з космічним об'єктом з використанням моделі гравітаційного потенціалу Землі з п'яти зональних гармонік, при стандартній атмосфері Землі [4] та середньому значенню коефіцієнта сонячної активності на частоті 2800 МГц, яке становить 10 20 2 Вт/м /Гц. Якщо в результаті розрахунку потрібне зменшення швидкості буде додатнім, заданий час відводу забезпечується тільки за рахунок сили аеродинамічного опору атмосфери, тобто відвід у встановлені строки відбувається без включення реактивної рушійної установки. Але такі результати розрахунків обмежені висотами орбіт до 200 км. Приклад виконання способу для відводу космічного об'єкта, що реалізується на базі верхнього ступеня ракети космічного призначення "Циклон-4" масою mЗВ=2,5 т та реактивною рушійною установкою з швидкістю витоку продуктів згоряння u=3200 м/с, і космічного об'єкта масою mКО = 1 т. Заданий час існування засобу відводу з космічним об'єктом, який рухається по типовій орбіті дослідження Землі висотою h=700 км, обирається згідно з рекомендаціями [5] і становить T=25 років. Аеродинамічне вітрило, яке розгортається при першому наближенні до перигею орбіти, забезпечує засобу відводу з космічним об'єктом значення балістичного коефіцієнту σ =0,001 м /кг. Для заданих умов потрібне розрахункове зменшення швидкості становить ΔV=89 м/с, а витрати робочого тіла при u=3200 м/с і початковій масі m0=3,5 т згідно з формулою Ціолковського становлять mРТ=96 кг. Після виведення засобу відводу, а також забезпечення зустрічі, зближення, стикування з космічним об'єктом та переорієнтації, швидкість засобу відводу з космічним об'єктом зменшується за допомогою реактивної рушійної установки, за рахунок чого у них формується еліптична орбіта з висотою перигею 370 км. Далі розгортається аеродинамічне вітрило, яке забезпечує гальмування під дією сили аеродинамічного опору. При цьому час від моменту включення реактивної рушійної установки до припинення існування засобу відводу з космічним об'єктом буде менше 25 років. Ефективність забезпечення відводу визначається як відносне зменшення витрат робочого тіла в порівнянні з прототипом, потрібне зменшення швидкості для реалізації якого становить ΔV0=168 м/с, а витрати робочого тіла при тих же u=3200 м/с і m 0=3,5 т згідно з формулою Ціолковського становлять mРТ0=197 кг:  mPT0  mPT 197  96  100 %   100 %  46 % . mPT0 197 Інший приклад виконання способу відводу. Змінимо в попередньому варіанті заданий час існування засобу відводу з космічним об'єктом на Т = 5 років. Необхідне зменшення швидкості та витрати робочого тіла при цьому дорівнюють ΔV=112 м/с та mPT=120 кг відповідно, а ефективність становить 33 %. У разі використання реактивної рушійної установки малої тяги, коли для потрібного зменшення швидкості необхідно витратити більше часу, що веде до збільшення витрат робочого тіла та зменшення ефективності, реалізується декілька включень реактивної рушійної установки. Першим включенням формується еліптична орбіта, висота перигею, якої вище, ніж у орбіти відводу. Подальшими включеннями реактивної рушійної установки в апогеї орбіти висота перигею поступово зменшується до потрібної величини. Тобто потрібне зменшення швидкості реалізується за декілька включень. Таким чином, комбінований засіб відводу, що пропонується, дозволяє забезпечити гарантований відвід космічного об'єкта протягом обмеженого часу, наприклад 25 років [5], при цьому досягається економія енергетичних витрат до 50 %. Джерела інформації: 1. Pat. № US 20130306799 Al Int. Cl. B64G 1/24. Space debris removal using upper atmosphere / Damiel Alan Gregory, John-Francis Mergen. Appl. № 13/929,248 07.01.2011; Publ. 21.11.2013. 2. Патент № 2462399 C2 РФ МПК B64G 1/00. Способ увода космического мусора с орбит полезных нагрузок на основе использования отделившейся части ракеты-носителя, разгонного блока и устройство для его реализации / Трушляков В. И., Куденцов В. Ю., Шатров Я. Т., Макаров Ю. Н.- Заявл. № 2010119972/11 от 18.05.2010; Опубл. 27.09.2012. 2 UA 116393 U 5 3. Pat. № US 20140107865 Al Int. Cl. G06F 17/00, B64G 1/10, B64G 1/62, G05D 1/00. System, apparatus, and method for active debris removal / Anthony D. Griffits, SR, Rajiv Kohli, Susan H. Burns, Stephen J. Damico, David J. Gruber, Christsopher J. Hickey, David E. Lee, Travis M. Robinson, Jason T. Smith, Peter T. Spehar, David S. Adlis, Brian M. Kent. Appl. № US 13/650,738 12.10.2012; Publ. 17.04.2014. 4. ГОСТ 25645.115-84. Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для баллистического обеспечения полетов искусственных спутников Земли. 5. IADC-2002-01, IADC Space Debris Mitigation Guidelines, Revision 1, September 2007. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 10 15 20 1. Спосіб відводу космічного об'єкта з навколоземної орбіти, що включає виведення засобу відведення ракетою-носієм, очікування космічного об'єкта на орбіті, наведення на космічний об'єкт, проведення зближення і стикування з ним, переорієнтацію вектора тяги та відведення, який відрізняється тим, що після переорієнтації зменшують швидкість засобу відводу з космічним об'єктом реактивною рушійною установкою, формують еліптичну орбіту, перигей якої лежить в верхніх шарах атмосфери Землі, при першому наближенні до перигею розгортають аеродинамічний вітрильний пристрій для гальмування засобу відводу з космічним об'єктом під впливом сили аеродинамічного опору атмосфери Землі. 2. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що потрібне зменшення швидкості засобу відводу з космічним об'єктом розраховують за формулою: V   V  V exp h h  h exp  V ,  25 30  де h - висота кругової орбіти космічного об'єкта; V , V , h, h ,  V - коефіцієнти, які залежать від потрібного часу до припинення існування засобу відводу з космічним об'єктом в щільних шарах атмосфери Землі, масових та аеродинамічних характеристик засобу відводу з космічним об'єктом, а також від вибраних моделей гравітаційного потенціалу та атмосфери Землі. 3. Спосіб за будь-яким з пп. 1-2, який відрізняється тим, що маневр переорієнтації засобу відводу з космічним об'єктом та формування їх еліптичної орбіти повторюють щонайменше один раз. Комп’ютерна верстка Л. Ціхановська Міністерство економічного розвитку і торгівлі України, вул. М. Грушевського, 12/2, м. Київ, 01008, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 3