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 90o 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 90o, 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:
,
Rоск- размер фрагмента
E удельная энергия разрушения материала фрагмента,
ρоск, ρпл плотности фрагмента и пленки,
V скорость соударения,
Iкр критический импульс.
Для разрушения алюминия на микро-кристаллы (микрочастицы) при скорости соударения 15 км/с толщина полиэтиленовой пленки должна быть порядка 4•10-4 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 (1,2•10-3-0,048) мм.
Для разрушения большинства объектов на фрагменты достаточно критического импульса давления 0,1 Н•с/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,
ρa плотность атмосферы,
С баллистический коэффициент,
μo 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
Сх коэффициент лобового сопротивления,
m масса частицы,
S м площадь миделевого сечения,
R радиус частицы,
ρr 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.
название | год | авторы | номер документа |
---|---|---|---|
СПОСОБ ОЧИСТКИ ОКОЛОЗЕМНОГО КОСМИЧЕСКОГО ПРОСТРАНСТВА ОТ КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА | 2015 |
|
RU2586434C1 |
СПОСОБ ВЫПОЛНЕНИЯ МАНЕВРА УКЛОНЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ОТ СТОЛКНОВЕНИЯ НА ОРБИТЕ С ДРУГИМИ ТЕЛАМИ | 2015 |
|
RU2586920C1 |
СПОСОБ ОЧИСТКИ ОКОЛОЗЕМНОГО КОСМИЧЕСКОГО ПРОСТРАНСТВА ОТ МЕЛКИХ ЧАСТИЦ КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА | 2019 |
|
RU2710036C1 |
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ С СИСТЕМОЙ ОПЕРАТИВНОЙ ДОСТАВКИ ИНФОРМАЦИИ НА ЗЕМЛЮ | 1994 |
|
RU2087388C1 |
СПОСОБ ОЧИСТКИ КОСМОСА ОТ ОБЪЕКТОВ КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА | 2011 |
|
RU2478062C2 |
СПОСОБ ОЧИСТКИ ОРБИТ ОТ КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА | 2012 |
|
RU2531679C2 |
СПОСОБ ОЧИСТКИ ОРБИТ ОТ КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА ОСТАТОЧНЫМ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМ ДЕЙСТВИЕМ АТМОСФЕРЫ ЗЕМЛИ | 2021 |
|
RU2773991C1 |
СПОСОБ РАЗРУШЕНИЯ ФРАГМЕНТОВ КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА | 2002 |
|
RU2204508C1 |
СПОСОБ УВОДА КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА С ОРБИТ ПОЛЕЗНЫХ НАГРУЗОК НА ОСНОВЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ОТДЕЛИВШЕЙСЯ ЧАСТИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ, РАЗГОННОГО БЛОКА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ | 2010 |
|
RU2462399C2 |
Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации | 2016 |
|
RU2637007C1 |
Использование: в космической технике для очистки околоземного космического пространства от прекративших активное существование искусственных спутников, их обломков и отходов деятельности человека. Сущность изобретения: на орбиту очитки выводят и развертывают крупногабаритную тонкую пленку, ориентируя ее плоскость нормально к направлению полета и поддерживая натяжение и ориентацию пленки, в том числе после соударений со встречными объектами, посредством реактивных двигателей, установленных на концах выдвижных штанг каркаса, соединенных с прямоугольной пленкой по меньшим ее сторонам. Для избежания столкновений с активными объектами, пленку разворачивают вокруг продольной или поперечной оси на 90o, после чего возвращают в исходное положение. Соударяющиеся с пленкой объекты раздробляются на более мелкие части, достаточно быстро входящие в атмосферу Земли. 2 с.п.ф-лы, 8 ил.
Печь для непрерывного получения сернистого натрия | 1921 |
|
SU1A1 |
Инженерный справочник по космической технике.- М.: Воениздат, 1977, с.134-140 | |||
Аппарат для очищения воды при помощи химических реактивов | 1917 |
|
SU2A1 |
Андреев A.B., Куркин В.И | |||
Экологические аспекты космических тросовых систем./В сб | |||
Космические системы с гибкими связями и трансформируемыми структурами.- М.: МТУСИ , 1992, с.117. |
Авторы
Даты
1997-10-10—Публикация
1993-11-16—Подача