способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения и устройство для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения, включающий выведение на орбиту, встречную по отношению к орбите засоряющих космических объектов, тонкой пленки, развертывание и натяжение этой пленки и введение ее в ударное взаимодействие с засоряющими космическими объектами посредством ориентации поверхности пленки поперечно указанной орбите, отличающийся тем, что натяжение и ориентацию поверхности пленки осуществляют с помощью реактивных двигательных установок, а при возникновении опасности столкновения с активными космическими объектами разворачивают пленку на угол 90^o вокруг ее продольной или поперечной оси и после расхождения с данными активными космическими объектами возвращают пленку в исходное положение.

2. Устройство для очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц, содержащее тонкую пленку, конструктивные связи для развертывания и натяжения пленки, системы управления связями и ориентации пленки, отличающееся тем, что пленка выполнена в форме прямоугольника, а конструктивные связи в виде двух выдвижных штанг, к которым пленка присоединена меньшими cтopoнaми прямоугольника, причем каждая штанга выполнена в виде двух выдвижных упругих трансформируемых элементов, наматываемых в исходном состоянии на барабаны, снабженные приводами вращения, подключенными к системе управления связями, а система ориентации пленки включает в себя реактивные двигательные установки с запасом рабочего тела, установленные на концах указанных трансформируемых элементов.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для очистки околоземного космического пространства от прекративших активное существование искусственных спутников Земли (ИСЗ), их обломков и отходов деятельности человека.

Известен способ очистки космического пространства от ненужных объектов, заключающийся в стыковке с этими объектами транспортного корабля и последующем спуске с орбиты образовавшейся связки [1]

Недостатками этого способа являются необходимость систем стыковки, стыковочных узлов и систем ориентации на обоих кораблях, потеря тормозного отсека транспортного корабля и ограниченные возможности по удаляемой спускаемой массе.

Наиболее близким аналогом изобретения является способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения, включающий выведение на орбиту, встречную по отношению к орбите засоряющих космических объектов, тонкой пленки, развертывание и натяжение этой пленки и введение ее в ударное взаимодействие с засоряющими космическими объектами посредством ориентации поверхности пленки поперечно указанной орбите [2]

В качестве прототипа известно также устройство для очистки околоземного космического пространства, содержащее тонкую пленку, конструктивные связи для развертывания и натяжения пленки, системы управления связями и ориентации пленки (см. указанный источник)

Недостатком известного устройства является отсутствие средств управления переориентации пленки и неразработанность конструкции вспомогательных элементов (каркаса, механизма развертывания и т.д.)

Техническим результатом изобретения является повышение управляемости процесса "выметания" мусора и создание надежных средств для развертывания и ориентации пленки на орбите.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе натяжение и ориентацию поверхности пленки осуществляют с помощью реактивных двигательных установок, а при возникновении опасности столкновения с активными космическими объектами разворачивают пленку на угол 90^o вокруг ее продольной или поперечной оси и после расхождения с данными активными космическими объектами возвращают пленку в исходное положение.

Указанный результат достигается также тем, что в известном устройстве пленка выполнена в форме прямоугольника, а конструктивные связи в виде двух выдвижных штанг, к которым пленка присоединена меньшими сторонами прямоугольника, причем каждая штанга выполнена в виде двух выдвижных упругих трансформируемых элементов, наматываемых в исходном состоянии на барабаны, снабженные приводами вращения, подключенными к системе управления связями, а система ориентации пленки включает в себя реактивные двигательные установки с запасом рабочего тела, установленные на концах указанных трансформируемых элементов.

На фиг. 1 показана реализация способа и представлено устройство в развернутом виде в процессе функционирования; на фиг. 2 фрагмент устройства концевая часть одной из развернутых штанг с двигательной установкой (ДУ) ориентации; на фиг. 3 транспортное положение устройства перед выводом на орбиту; на фиг. 4 штанги в исходном, сложенном положении; на фиг. 5 - промежуточный этап развертывания пленки после выведения; на фиг. 6 орбита движения устройства; на фиг. 7 отметаемая площадь в результате полета устройства; на фиг. 8 зависимость времени существования частицы на орбите от ее размера, выраженного в долях радиуса исходного объекта или его части.

В исходном состоянии пленка 1 сложена и намотана на транспортный ложемент 11 (фиг. 3), при этом штанги 2 (фиг. 1) в виде плоских лент (фиг. 4) намотаны на барабаны 3 и прижаты к барабанам прижимными роликами 4. Концы лент под действием упругих сил, достигаемых предварительной нагартовкой материала лент, свернуты в штанги и продеты в обоймы кронштейнов 5, что обеспечивает консольное крепление штанг. К концам штанг подсоединены углы пленки 1, а на пленке через равные интервалы закреплены петли 6, которые надеты на концы свернутых штанг 2, петли выполнены скользящими по штангам. На концах штанг установлены реактивные двигательные установки 7 (фиг. 2 и 4) с соплами 8, направленными вдоль координатных осей устройства. Топливо или запас газа для двигательных установок находится в шарбаллонах 9. Барабаны снабжены приводами и автономными источниками электропитания. На кронштейнах 10 барабанов установлены два блока управления (БУ) движением, в одном из которых размещен бортовой координатор. Блоки снабжены системой связи (передачей команд) между собой, системой контроля натяжения (например, системой поддержания заданного расстояния между штангами), датчиками системы ориентации штанг и командно-вычислительным устройством.

Развертывание устройства в космосе выполняется следующим образом. Включаются сопла двигательной установки 7 и сложенная пленка 1 (фиг. 3) начинает разматываться вдоль с ложемента 11, который одновременно с включением ДУ начинает вращаться с помощью собственной системы, облегчая работу ДУ, а после размотки пленки удаляется. Затем включаются приводы барабанов 3 (фиг. 4) и ленты начинают разматываться. При этом они сворачиваются в трубчатые штанги 2 под действием упругих сил. Выдвигающиеся штанги тянут за собой концы пленки 1, и она начинает развертываться поперек, петли 6 скользят по штангам. После завершения выдвижения штанг образуется пленочный прямоугольник (фиг. 1), который необходимо сориентировать и натянуть вдоль. Эти операции выполняются путем включения соответствующих сопел 8 реактивных ДУ 7 (фиг. 2). Команды на включение ДУ для натяжения пленки поступают на БУ, в котором решение о включении принимается по сигналам от датчиков системы измерения расстояния между штангами, сравнивающей расстояние с допустимым (расчетным) значением. Одновременно с этим осуществляется ориентация штанг так, чтобы пленка была нормальна к направлению полета; в этой ориентации участвуют все сопла ДУ, а команды на включение поступают от тех же БУ, которые в свою очередь получают сигналы от датчиков ориентации, размещенных в корпусах БУ (или рядом с ними).

Устройство функционирует следующим образом.

Выведенное на встречную (противо) орбиту по отношению к орбитам объектов, подлежащим очистке, устройство после развертывания и ориентации начинает свой орбитальный полет. При этом его приборы и системы осуществляют периодические ориентации и натяжение пленки в заданных пределах с использованием ДУ. Объектив координатора, размещенного в БУ, направлен по полету, изображение попавших в его поле зрения предметов фиксируется на чувствительном элементе, и полученная информация об объекте сравнивается данными о встречных функционирующих ИСЗ. При ожидаемом прохождении в опасной близости от таких ИСЗ БУ выдает команду на поворот обеих штанг с пленкой на 90^o, что уменьшает вероятность столкновения. При необходимости с помощью тех же ДУ устройство может совершать боковой маневр. При соударении объекта и пленки происходит разрушение объекта на мелкие частицы с образованием в пленке при каждом соударении бреши. Удар не влияет на ориентацию устройства, а незначительные отклонения, если они возникнут, могут быть устранены с помощью системы ориентации. Образовавшиеся частицы тормозятся гораздо интенсивнее, чем первоначальный объект за счет резкого увеличения их баллистического коэффициента. Это обеспечивает быстрое вхождение их в плотные слои атмосферы и сгорание.

Таким образом устройство за один виток очистит в космосе объем, равный объему кольца 12 (см. фиг. 6) диаметром, равным диаметру орбиты, и сечением 13, равным площади пленки. При больших размерах пленки она интенсивно тормозится и при этом опускается. Объем очищенного пространства увеличивается благодаря увеличению его сечения 14 (фиг. 7), что повышает эффективность устройства и экономит расход рабочего тела ДУ на маневры.

Возможность осуществления способа подтверждается нижеследующими расчетными обоснованиями.

При столкновении КА, составных частей и обломков объектов с преградой происходит их взаимное разрушение. Критический импульс давления, приводящий при соударении объектов и пленки к их разрушению, зависит от разрушаемой конструкции.

При разрушении космических фрагментов толщина пленки определяется следующими соотношениями:

,

R_оск- размер фрагмента

E удельная энергия разрушения материала фрагмента,

_оск, _пл плотности фрагмента и пленки,

V скорость соударения,

I_кр критический импульс.

Для разрушения алюминия на микро-кристаллы (микрочастицы) при скорости соударения 15 км/с толщина полиэтиленовой пленки должна быть порядка 410^-4 от толщины алюминиевой оболочки, а для испарения материала оболочки потребуется пленка толщиной 0,016 от ее толщины. При толщине оболочки 3 мм толщина пленки может составлять (1,210^-3-0,048) мм.

Для разрушения большинства объектов на фрагменты достаточно критического импульса давления 0,1 Нс/см², толщина пленки при этом составит 0,025 мм.

В зависимости от энергии соударения разрушение объекта может привести к образованию механических частиц, капель расплава и газов. При этом критические значения изменения скорости соударения сверх пороговой величины должны составлять более 0,4, 1,5 и 5,5 км/с соответственно.

Длительность существования частиц, образовавшихся при разрушении объекта, существенно меньше времени существования неразрушенного объекта. Для круговых орбит и орбит с малыми и средними эксцентриситетами время существования объекта или частицы определяется по следующей приближенной формуле:



где

Н высота однородной атмосферы,

_a плотность атмосферы,

С баллистический коэффициент,

_o гравитационная постоянная,

а₀ большая полуось орбиты.

Критические параметры орбиты (высота, период обращения и др.) зависят от баллистического коэффициента который, в частности, для тела сферической формы равен



где

С_х коэффициент лобового сопротивления,

m масса частицы,

S _м площадь миделевого сечения,

R радиус частицы,

_r удельная масса частицы.

Следовательно, время существования объекта сферической формы прямо пропорционально его радиусу, т.е. уменьшение размера объекта за счет разрушения, например, в 10² раз приведет к сокращению времени существования образовавшихся частиц тоже в 10² раз. На фиг. 8 даны зависимости времени существования частицы (материал алюминий) на высотах 200 и 400 км от размера частицы, выраженного в долях радиуса исходного объекта (R/R₀), равного 1 м.

Расчеты, проведенные по этим формулам, показывают, что способ и устройство обладают необходимой эффективностью в отношении выметания космического мусора.