В настоящей заявке испрашивается конвенционный приоритет на основании временной патентной заявки US №61/264,386, поданной 25 ноября 2009 г., которая полностью вводится посредством отсылки в настоящую заявку.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
В настоящее время вокруг Земли вращаются более 20 тысяч фрагментов космического мусора искусственного происхождения. Некоторые фрагменты космического мусора находятся на низких околоземных орбитах (например, на орбитах от 200 км до 2000 км). Некоторые фрагменты космического мусора находятся на средних околоземных орбитах (например, на орбитах от 2000 км до 35586 км). Некоторые фрагменты космического мусора находятся на геосинхронных околоземных орбитах (например, на орбитах 35786 км ±200 км). Некоторые фрагменты космического мусора находятся на высотах, превышающих пояс геосинхронных околоземных орбит. Значительная часть фрагментов космического мусора (примерно 40%) концентрируется на устойчивых круговых или эллиптических орбитах от 200 км до 2000 км.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Космический мусор представляет собой нарастающую проблему, которая связана с безопасностью работы космических аппаратов на околоземных орбитах. Поскольку фрагменты космического мусора не имеют активного управления, они создают опасность столкновения с другими космическими объектами. В настоящее время работающие космические аппараты могут противодействовать этой опасности (например, маневрируют для предотвращения столкновения). Однако такое маневрирование связано с затратами. В результате сокращается срок службы работающих космических аппаратов (например, спутников или грузовых модулей) из-за расходования топлива, которое предназначается для выполнения других важных задач.
В альтернативных вариантах может осуществляться воздействие на фрагмент космического мусора для удаления его с орбиты космического аппарата. В то время как возможность сближения космических объектов и выполнения маневров в непосредственной близости друг от друга была подтверждена на практике, в настоящее время неизвестны средства стабилизации движения неустойчивых фрагментов космического мусора, в результате чего можно было бы захватывать фрагменты для возвращения их на Землю или изменять орбитальные параметры таких фрагментов для перевода их на безопасные орбиты или для возвращения на Землю. Создание надежных технических средств стабилизации движения неустойчивых фрагментов космического мусора при нулевой силе тяжести и нулевом давлении представляет собой одну из самых серьезных задач, которую необходимо решать человеку в космосе. Таким образом, существует потребность в способах стабилизации движения неустойчивых фрагментов космического мусора.
В некоторых вариантах осуществления изобретения раскрывается способ стабилизации движения неустойчивого фрагмента космического мусора, включающий: приложение силы к неустойчивому фрагменту космического мусора в расположенных на нем расчетных точках, в результате чего движение фрагмента стабилизируется; причем силу создают с помощью газовой струи (газового факела), направляемой на неустойчивый фрагмент космического мусора с находящегося рядом спутника; и эта сила достаточна для создания вращающего момента, действующего на неустойчивый фрагмент космического мусора, который будет уменьшать момент вращения вокруг одной или нескольких осей вращения этого фрагмента. В некоторых вариантах величина силы, с которой воздействуют на неустойчивый фрагмент космического мусора, определяется движением этого фрагмента, вектором состояния его центра масс, взаимно ортогональными осями его вращения, моментами его инерции, моментом его вращения, расчетными точками на нем или любым сочетанием указанных характеристик. В некоторых вариантах величина прилагаемой силы не повреждает фрагмент в расчетных точках. В некоторых вариантах расчетные точки находятся на каждой из взаимно ортогональных осей вращения, пересекающихся в центре масс, или возле них. В некоторых вариантах каждая расчетная точка расположена на каждой из трех взаимно ортогональных осей вращения, пересекающихся в центре масс, или возле них, и фрагмент в этих точках имеет достаточную жесткость конструкции, для поглощения силы без ее повреждения. В некоторых вариантах расчетные точки на неустойчивом фрагменте космического мусора определяются центром масс, направлением и величиной вектора скорости центра масс, моментами инерции и моментом вращения вокруг взаимно ортогональных осей вращения корпуса неустойчивого фрагмента космического мусора или любым сочетанием указанных характеристик. В некоторых вариантах количество импульсов газового факела, необходимых для стабилизации одной из трех взаимно ортогональных осей вращения, пересекающихся в центре масс, не зависит от количества импульсов газа, необходимых для стабилизации двух других осей вращения. В некоторых вариантах газовый факел содержит газ, выбираемый из: азота; ксенона; аргона; неона; истекающего с высокой скоростью продукта химического горения окислителя и ракетного топлива; истекающего с высокой скоростью продукта экзотермического химического разложения однокомпонентного ракетного топлива на катализаторе; водорода; гелия или сочетания указанных газов. В некоторых вариантах газовый факел выпускают из сопла, который выбирают из расширяющегося сопла, суживающегося сопла и сопла постоянного сечения. В некоторых вариантах газовый факел выпускают из сопла, находящегося рядом по меньшей мере с одной расчетной точкой. В некоторых вариантах газовый факел выпускают из сопла, находящегося рядом с одной из осей вращения неустойчивого фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах газовый факел выпускают из сопла, расположенного на механической развертываемой руке-манипуляторе. В некоторых вариантах способ включает также захват стабилизированного фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах способ включает также изменение орбитальных параметров стабилизированного фрагмента космического мусора.
В некоторых вариантах раскрывается также спутник для стабилизации движения неустойчивого фрагмента космического мусора, содержащий обычные системы и подсистемы, обеспечивающие функционирование спутника, и средства создания и направления газового факела, достаточного для уменьшения момента вращения неустойчивого фрагмента космического мусора вокруг одной или нескольких осей вращения. В некоторых вариантах спутник содержит также систему активного управления для удерживания положения и ориентации спутника при осуществлении операций сближения и при использовании системы воздействия газовыми факелами для стабилизации движения неустойчивого фрагмента космического мусора или изменения его орбитальных параметров. В некоторых вариантах спутник также содержит средства анализа движения неустойчивых фрагментов космического мусора. В некоторых вариантах спутник содержит также лазерную систему слежения, радиолокационную систему слежения, оптическую систему слежения или сочетание указанных систем. В некоторых вариантах спутник содержит также лазерную или радиолокационную систему слежения и оптическую систему слежения. В некоторых вариантах спутник содержит также средства расчета силы действия импульса газового факела, количества, продолжительности и временной последовательности импульсов газовых султанов, которыми необходимо воздействовать на неустойчивый фрагмент космического мусора. В некоторых вариантах спутник содержит также средства, которые могут обслуживаться и дозаправляться, так что он может стабилизировать, захватывать или изменять орбитальные параметры многих фрагментов космического мусора без необходимости его возвращения на Землю или без необходимости запуска в космос новых спутников.
В некоторых вариантах осуществления изобретения раскрываются способы стабилизации движения неустойчивого фрагмента космического мусора, содержащие: приложение силы к одной или нескольким расчетным точкам, расположенным на взаимно ортогональных осях, пересекающихся в центре масс неустойчивого фрагмента; причем сила создает вращающий момент, действующий на неустойчивый фрагмент космического мусора, который достаточен для уменьшения момента вращения этого фрагмента вокруг одной или нескольких осей его вращения, и сила создается и прикладывается спутником, находящимся рядом с фрагментом.
В некоторых вариантах приложение силы включает воздействие на неустойчивый фрагмент космического мусора газовым султаном, формируемым спутником, который находится рядом с фрагментом. В некоторых вариантах на неустойчивый фрагмент космического мусора воздействуют одним импульсом газового факела. В некоторых вариантах на неустойчивый фрагмент космического мусора воздействуют несколькими импульсами газового факела. В некоторых вариантах число импульсов газового факела, необходимое для стабилизации движения неустойчивого фрагмента вокруг одной оси не зависит от числа импульсов газового факела, необходимого для демпфирования моментов инерции вокруг других осей движения неустойчивого фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах газовый факел состоит из: азота; ксенона; аргона; неона; газообразного аммиака; истекающего под высоким давлением продукта химического горения окислителя и ракетного топлива; истекающего под высоким давлением продукта химической реакции между однокомпонентным ракетным топливом (например, гидразином, монометилгидразином или перекисью водорода) и катализатором; водорода; гелия; ионизированного цезия; ионизированной ртути; плазмы, получаемой из таких соединений как тефлон; или сочетания указанных газов. В некоторых вариантах газовый факел создают путем сжатия газа. В некоторых вариантах газовый факел создают путем сжигания окислителя и ракетного топлива. В некоторых вариантах газовый факел создают путем экзотермического химического разложения однокомпонентного ракетного топлива, реагирующего с катализатором. В некоторых вариантах газовый факел создают путем электротермического, электростатического или электромагнитного ускорения одного или нескольких рабочих тел. В некоторых вариантах расчетные точки на неустойчивом фрагменте космического мусора определяют путем анализа на компьютере, анализа человеком или их сочетания. В некоторых вариантах расчетные точки на неустойчивом фрагменте космического мусора определяются центром масс, направлением и величиной вращения вокруг центра масс корпуса этого фрагмента и направлением и величиной вектора скорости центра масс этого фрагмента. В некоторых вариантах расчетные точки на неустойчивом фрагменте космического мусора определяются тремя взаимно ортогональными осями движения, пересекающимися в центре масс. В некоторых вариантах расчетные точки на неустойчивом фрагменте космического мусора имеют жесткость конструкции, достаточную для поглощения прилагаемой силы без опасности нарушения конструкции (например, без повреждений). В некоторых вариантах расчетные точки на неустойчивом фрагменте космического мусора находятся на одной или на нескольких из трех взаимно ортогональных осей движения и имеют жесткость конструкции, достаточную для поглощения прилагаемой силы без опасности нарушения конструкции (например, без повреждений). В некоторых вариантах величина силы, прикладываемой к неустойчивому фрагменту космического мусора, зависит от движения фрагмента, от вектора состояния его центра масс, от взаимно ортогональных осей, от момента инерции, от момента вращения, от расстояния расчетных точек от центра масс или от любого сочетания указанных характеристик. В некоторых вариантах сила, прилагаемая к неустойчивому фрагменту космического мусора, не превышает предела прочности конструкции, на которой расположены расчетные точки. В некоторых вариантах сила создается и прикладывается одним спутником, имеющим несколько механических коленчатых рук-манипуляторов. В некоторых вариантах сила создается и прикладывается несколькими расположенными рядом спутниками. В некоторых вариантах сила создается и прикладывается несколькими расположенными рядом спутниками, по одному для каждой оси вращения. В некоторых вариантах сила создается и прикладывается несколькими спутниками для каждой оси вращения. В некоторых вариантах способ включает также изменение орбиты неустойчивого фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах способ включает также захват неустойчивого фрагмента космического мусора для возвращения его на Землю. В некоторых вариантах способ включает также изменение орбитальных параметров неустойчивого фрагмента космического мусора.
В некоторых вариантах осуществления изобретения раскрываются спутники, используемые для стабилизации движения неустойчивых фрагментов космического мусора, причем такие спутники содержат: 1) несущий отсек, содержащий стандартные подсистемы и узлы сопряжения; 2) средства создания и приложения силы, достаточной для снижения момента вращения вокруг одной или нескольких осей вращения неустойчивого фрагмента космического мусора; 3) один или несколько внешних датчиков (радиолокационная станция, лазерный дальномер, оптические датчики или другие датчики получения изображений); и 4) электронную систему, предназначенная для анализа данных, получаемых от датчиков, и разработки схемы (плана) стабилизации, которая включает силу, продолжительность, направление и величину пневматических (газовых) струй (факелов). В некоторых вариантах спутник содержит также систему активного управления для удерживания положения спутника. В некоторых вариантах спутник содержит также реактивную систему управления, гироскопы управляющих моментов, преобразователи магнитных моментов для управления ориентацией или сочетания указанных систем. В некоторых вариантах спутник также содержит средства сканирования и анализа движения неустойчивых фрагментов космического мусора. В некоторых вариантах спутник содержит также систему лазерного слежения. В некоторых вариантах спутник содержит также систему радиолокационного слежения. В некоторых вариантах спутник содержит также систему оптического слежения. В некоторых вариантах спутник содержит средства для расчета величины силы, которой необходимо воздействовать на неустойчивый фрагмент космического мусора (количества, продолжительности и временной последовательности импульсов газовых струй (султанов), которыми необходимо воздействовать на фрагмент). В некоторых вариантах спутник содержит также бортовой вычислительный модуль. В некоторых вариантах спутник содержит также модуль возвращения на Землю, который прикрепляется к стабилизированному фрагменту космического мусора. В других вариантах модуль возвращения на Землю содержит ракетный двигатель и топливо, обеспечивающие тягу, достаточную для перевода фрагмента космического мусора на орбиту возвращения на Землю, а также систему управления, навигации и ориентирования. В некоторых вариантах спутник также содержит средство сбора неустойчивых фрагментов космического мусора. В некоторых вариантах спутник содержит также развертываемую руку-манипулятор. В некоторых вариантах спутник также содержит контейнер для сбора стабилизированных фрагментов космического мусора. В некоторых вариантах спутник также содержит средство накопления захваченных фрагментов космического мусора. В некоторых вариантах спутник также содержит контейнер для накопления захваченных фрагментов космического мусора. В некоторых вариантах возможно техническое обслуживание спутника. В некоторых вариантах возможна дозаправка спутника.
В некоторых вариантах раскрывается фрагмент космического мусора, который стабилизируют с помощью способа, раскрытого в настоящем описании.
В некоторых вариантах раскрывается фрагмент космического мусора, который захватывают с помощью способа, раскрытого в настоящем описании.
В некоторых вариантах раскрывается фрагмент космического мусора, который возвращают на Землю с помощью способа, раскрытого в настоящем описании.
В некоторых вариантах раскрывается фрагмент космического мусора, который стабилизируют с использованием спутника, раскрытого в настоящем описании.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Признаки изобретения, имеющие новизну, указываются конкретно в прилагаемой формуле.
Особенности и достоинства настоящего изобретения можно лучше понять, обратившись к нижеприведенному подробному описанию, содержащему иллюстративные примеры, в которых используются принципы изобретения, и к прилагаемым чертежам.
Фигура 1 - система координат и оси движения неустойчивого фрагмента космического мусора.
Фигура 2 - пример схемы расчетных точек фрагмента для воздействия на них газовыми струями.
Фигура 3 - схема векторов сил (FX,Y,Z), создаваемых системой воздействия газовыми струями на фрагмент космического мусора.
Фигура 4 - вид спутника, осуществляющего утилизацию фрагментов космического мусора, который маневрирует для сближения с фрагментом и осуществляет анализ его движения.
Фигура 5A - вид одного спутника, осуществляющего утилизацию фрагментов космического мусора, который ориентирует пневматические струи относительно трех ортогональных осей.
Фигура 5b - вид нескольких спутников, осуществляющих утилизацию фрагментов космического мусора, которые ориентируют пневматические струи относительно трех ортогональных осей.
Фигура 6a - вид одного спутника, осуществляющего утилизацию фрагментов космического мусора, который подает газовые факелы в расчетные точки фрагмента для стабилизации его движения.
Фигура 6b - вид нескольких спутников, осуществляющих утилизации фрагментов космического мусора, которые подают газовые факелы в расчетные точки фрагмента для стабилизации его движения.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Космический мусор состоит из неработающих спутников, грузовых модулей, отработавших ступеней ракет, которые не были возвращены на Землю, и обломков спутников и грузовых модулей, которые разрушились на орбите. Управление нормально функционирующими спутниками или грузовыми модулями, осуществляется внутренними системами управления, работающими в активном или пассивном режимах. В конце срока жизни таких систем спутники и грузовые модули, которые не возвращаются на Землю, теряют управление и поэтому их движение становится неустойчивым. Кроме того, такие спутники и грузовые модули могут неожиданно выходить из строя до окончания срока жизни, после чего они становятся неуправляемыми и неустойчивыми. В результате они могут начать кувыркаться или вращаться вокруг одной или нескольких осей (становятся неустойчивыми). Отработавшие ступени ракет, которые не возвращаются на Землю, и обломки спутников и грузовых модулей, которые разрушились, также лишены управления, и их вращательное движение также может быть неустойчивым.
Космический мусор представляет собой нарастающую проблему, которая связана с безопасностью работы космических аппаратов на околоземных орбитах. Поскольку фрагменты космического мусора не имеют управления, они создают опасность столкновения с другими космическими объектами. В настоящее время работающие космические аппараты могут противодействовать этой опасности (например, маневрируют для предотвращения столкновения). Однако такое маневрирование связано с затратами. В результате сокращается срок службы работающих спутников (и соответствующих грузовых модулей) из-за расходования топлива, которое предназначается для выполнения других важных задач.
В альтернативных вариантах может осуществляться воздействие на неустойчивый фрагмент космического мусора для удаления его с орбиты космического объекта. В то время как возможность сближения космических объектов и выполнения маневров в непосредственной близости друг от друга была подтверждена на практике, в настоящее время не известны средства стабилизации движения фрагментов космического мусора с неустойчивым вращением (далее "неустойчивые фрагменты"), которые позволяли бы обеспечивать захват фрагментов для возвращения их на Землю или изменение орбитальных параметров таких фрагментов. Создание надежных технологий для стабилизации движения неустойчивых фрагментов космического мусора при нулевой силе тяжести и нулевом давлении представляет собой серьезную задачу, которая должна быть решена. Таким образом, существует потребность в способах стабилизации движения неустойчивых фрагментов космического мусора.
Используемая терминология
Термин "спутник", как он используется в настоящем описании, означает любой объект, который выведен на орбиту человеком. В некоторых вариантах спутник имеет возможность автономного управления. В других вариантах управление спутником осуществляется оператором, находящимся на Земле.
Термин "космический мусор", как он используется в настоящем описании, означает неработающие объекты, созданные человеком, и объекты естественного происхождения, находящиеся в космосе. В некоторых вариантах космический мусор составляют: объекты, появляющиеся в результате запусков спутников (отработавшие разгонные блоки или мусор, который выбрасывается из корпуса ракеты в процессе разгона); фрагменты, выбрасываемые при разделении ступеней (части пироболтов или других крепежных устройств, которые срабатывают или активизируются при разделении ступеней); спутники или грузовые модули, которые неожиданно прекращают работать или теряют управление, но сохраняют другие свои функции; спутники или грузовые модули, полностью вышедшие из строя; спутники или грузовые модули, разрушившиеся по разным причинам; спутники или грузовые модули, поврежденные или разрушившиеся в результате столкновения с другими спутниками или грузовыми модулями или объектами естественного происхождения; и остатки спутников или грузовых модулей, атакованных или выведенных из строя в результате военных действий.
Если фрагмент космического мусора не имеет активного управления, он начинает терять устойчивость. В некоторых случаях движение фрагмента космического мусора представляет собой сочетание кувыркания, рыскания и вращения, которое, если происходит по трем осям, приводит к неустойчивому или к хаотичному движению В случае фрагмента, имеющего увеличенные размеры, он может иметь большой момент инерции, и неустойчивое движение может создавать значительный момент вращения.
Термин "пневматические воздействие" означает воздействие на объект ударяющим в него газовым факелом. В некоторых вариантах газовый факел создает усилие, достаточное для создания вращающего момента, действующего на фрагмент космического мусора. В некоторых вариантах объект представляет собой неустойчивый фрагмент космического мусора.
Термин "устойчивый", как он используется в настоящем описании, означает состояние, в котором динамическое движение объекта в пространстве, измеренное относительно неподвижной системы координат, снижается до нуля (или практически до нуля) по меньшей мере вокруг двух из трех главных осей, а движение вокруг третьей оси практически не имеет ускорения (замедления).
Термин "стабилизировать", как он используется в настоящем описании, означает воздействие силы на объект в пространстве, движение которого ничем не ограничивается, таким образом, чтобы уменьшить динамическое движение этого объекта, измеренное относительно неподвижной системы координат, до нуля (или практически до нуля) по меньшей мере вокруг двух из трех главных осей, причем движение вокруг третьей оси не имеет ускорения (замедления).
Термин "стабилизированный" относится к фрагменту космического мусора с уменьшенным динамическим движением, измеренным относительно неподвижной системы координат. В некоторых вариантах динамическое движение уменьшено практически до нуля по меньшей мере вокруг двух из трех главных осей, а движение вокруг третьей оси не имеет ускорения (замедления).
Термины "газовый факел", "газовая струя" и "газовый поток" являются взаимозаменяемыми и означают массу газа, которая выбрасывается из отверстия с высокой скоростью. При этом масса газа перемещается некоторое время в одном направлении. Ни один из вышеуказанных терминов не означает какую-либо определенную форму массы газа. В некоторых вариантах газовый факел может быть расходящимся, линейным (не расходящимся) или сходящимся (то есть, сфокусированным).
Термин "орбитальные параметры", как он используется в настоящем описании, означает три пространственных координаты, которые определяют положение, скорости по каждой из этих координат, измеренные относительно инерциальной системы координат, и ускорения по каждой из этих координат, измеренные относительно инерциальной системы координат. Термин "запретная зона", как он используется в настоящем описании, означает минимальное расстояние, отделяющее неустойчивый фрагмент космического мусора от спутника, которое гарантирует безопасность спутника. В некоторых вариантах запретная зона определяется объемом пространства, в котором неустойчивый фрагмент вращается, рыскает и/или кувыркается.
Термин "операции удерживания станции", как он используется в настоящем описании, означает маневры, используемые для удерживания космического аппарата на заданной орбите или на заданном расстоянии от другого объекта в космосе.
Фраза "вращательное движение практически равно нулю", как она используется в настоящем описании, означает, что вращательное движение отсутствует, равно примерно 1% от исходного вращательного движения, примерно 2% от исходного вращательного движения, примерно 3% от исходного вращательного движения, примерно 4% от исходного вращательного движения, примерно 5% от исходного вращательного движения, примерно 6% от исходного вращательного движения, примерно 7% от исходного вращательного движения, примерно 8% от исходного вращательного движения, примерно 9% от исходного вращательного движения или примерно 10% от исходного вращательного движения.
Существующие подходы к решению задачи стабилизации движения фрагментов космического мусора
Космический мусор состоит из неработающих спутников, грузовых модулей и отработавших ступеней ракет, которые не были возвращены на Землю, а также обломков спутников и грузовых модулей, которые разрушились на орбите. Управление нормально функционирующими спутниками или грузовыми модулями, осуществляется внутренними системами управления, работающими в активном или пассивном режимах. В конце срока жизни таких систем спутники и грузовые модули, которые не возвращаются на Землю, теряют управление и поэтому становятся неустойчивыми. Кроме того, такие спутники и грузовые модули могут неожиданно выходить из строя до окончания срока жизни, после чего они становятся неуправляемыми и неустойчивыми. В результате они могут начать кувыркаться или вращаться вокруг одной или нескольких осей (становятся неустойчивыми). Отработавшие ступени ракет, которые не возвращаются на Землю, и обломки спутников и грузовых модулей, которые разрушились, также лишены управления, и их вращательное движение также может быть неустойчивым. Таким образом, существует потребность в способах стабилизации движения неустойчивых фрагментов космического мусора.
Способы стабилизации движения неустойчивых фрагментов космического мусора
В некоторых вариантах осуществления изобретения раскрываются способы стабилизации движения неустойчивых фрагментов космического мусора. В некоторых вариантах такие способы включают приложение силы (силовое воздействие) в определенных точках фрагмента (например, в расчетных точках).
В некоторых вариантах такие способы включают воздействие на определенные точки фрагмента газовыми струями. В некоторых вариантах такие способы включают воздействие на заданные расчетные точки фрагмента газовым султаном (см. фигуру 2). В некоторых вариантах осуществляют одновременное воздействие на все расчетные точки. В некоторых вариантах осуществляют последовательное воздействие на все расчетные точки.
В некоторых вариантах воздействие газовым факелом осуществляют с достаточной силой для уменьшения всех моментов инерции фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах воздействие газовым султаном осуществляют до тех пор, пока вращательное движение фрагмента не снижается почти до нуля (или вращательное движение практически равно нулю) по меньшей мере вокруг двух из трех осей вращения.
В некоторых вариантах на каждую расчетную точку осуществляют воздействие импульсом газового факела. Термин "импульс", как он используется в настоящем описании, означает однократный выпуск газового факела с резким включением и резким выключением. Количество импульсов зависит от момента инерции по каждой из осей вращения и от величины силы, с которой каждый импульс воздействует на каждую расчетную точку.
В некоторых вариантах на каждую расчетную точку осуществляют воздействие одним импульсом. В некоторых вариантах на каждую расчетную точку осуществляют воздействие серией импульсов (например, короткими импульсами). В некоторых вариантах число импульсов газового факела, необходимое для стабилизации движения неустойчивого фрагмента вокруг одной оси не зависит от числа импульсов газового факела, необходимого для демпфирования моментов инерции вокруг других осей движения неустойчивого фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах после каждого импульса определяют изменение момента вращения вокруг оси. В некоторых вариантах воздействие газом на расчетную точку прекращают, когда вращательное движение вокруг оси стабилизируется. В некоторых вариантах воздействие газом на расчетную точку прекращают, когда вращательное движение фрагмента снижается почти до нуля (или вращательное движение практически равно нулю) по меньшей мере вокруг двух из трех осей вращения.
Для стабилизации движения неустойчивого фрагмента космического мусора, который неустойчив по всем трем осям, должна быть по меньшей мере одна "расчетная точка" на каждой из взаимно ортогональных осей или возле нее. Для осуществления воздействия на каждую из расчетных точек, отверстие, из которого выбрасывается газовый султан, должно быть сориентировано таким образом, чтобы газовый факел попадал на расчетные точки, и при этом отверстие находилось за пределами запретной зоны. В некоторых вариантах отверстие, из которого выбрасывается газовая струя, находится на подвижной руке-манипуляторе, которая может быть установлена в нужном месте. В некоторых вариантах отверстие, из которого выбрасывается газовая струя, находится на спутнике, и устанавливается в нужном месте за счет позиционирования спутника и выдерживания его ориентации в процессе работы системы воздействия газовыми струями.
Характеристики газа, используемого для пневматического воздействия
В некоторых вариантах осуществления изобретения раскрываются способы стабилизации движения неустойчивых фрагментов космического мусора. В некоторых вариантах такие способы включают пневматическое воздействие на заданные расчетные точки фрагмента. В некоторых вариантах для газовой струи может использоваться любой подходящий газ. Факторы, определяющие пригодность газа, включают (без ограничения) возможность ускорения газа с помощью давления, испарения, горения, экзотермического химического разложения однокомпонентного топлива, вступающего в реакцию с катализатором, электромагнитных устройств, а также токсичность, стоимость, плотность, легкость обращения, возможности хранения или сочетания указанных характеристик.
В некоторых вариантах способы включают воздействие на расчетные точки неустойчивого фрагмента султаном холодного или теплого газа. Термин "холодный газ", как он используется в настоящем описании, означает газ, который находится под давлением, возникающим в результате сжатия или испарения, и струя которого ускоряется за счет разницы внутреннего давления в резервуаре, содержащем этот газ, и давления в окружающей среде (космическое пространство) и затем выбрасывается через отверстие. Для этой цели может использоваться любое подходящее отверстие. В некоторых вариантах отверстие представляет собой сопло. В некоторых вариантах отверстие представляет собой расширяющееся сопло, суживающееся сопло, линейное сопло (с постоянным сечением) или сочетание указанных типов.
Термин "теплый газ", как он используется в настоящем описании, означает газ, который ускоряется и выбрасывается через отверстие за счет испарения. Термин "испарение", как он используется в настоящем описании, означает нагрев сжиженного газа выше точки кипения, в результате чего он переходит в газообразную фазу. В процессе испарения сжиженного газа происходит значительное увеличение давления в камере, в которой находится газ. Струя газа ускоряется, когда он выбрасывается через отверстие за счет разницы внутреннего давления в камере, содержащей этот газ, и давления в окружающей среде (космическое пространство). В качестве газов, которые могут ускоряться и выбрасываться через отверстие за счет сжатия или испарения, могут использоваться, например, следующие газы: водород (H2), гелий (He2), ксенон (Xe), аргон (Аr), неон (Ne), фреон, газообразный аммиак или азот (N2). Для выбрасывания газа может использоваться любое подходящее отверстие. В некоторых вариантах отверстие представляет собой сопло. В некоторых вариантах отверстие представляет собой расширяющееся сопло, суживающееся сопло, линейное сопло (с постоянным сечением) или сочетание указанных типов.
В некоторых вариантах способы включают воздействие на расчетные точки неустойчивого фрагмента космического мусора султаном горячего газа. В некоторых вариантах горячий газ представляет собой продукт, истекающий с высокой скоростью при химическом горении окислителя (например, жидкого кислорода, газообразного кислорода, фтора (F2), двухфтористого кислорода (OF2), тетрафторгидразина (N2F2), пятифтористого соединения хлора (CIF5) или других подходящих окислителей) и ракетного топлива (например, водорода (H2), керосинов, таких как ракетное топливо 1 (RP-1) и ракетное топливо 2 (RP-2), метана (СH4), монометилгидразина (ММН) или других таких топлив), которые выбрасываются с высокой скоростью через отверстие. В некоторых вариантах газ представляет собой продукт, истекающий с высокой скоростью в результате химического разложения однокомпонентного топлива, такого как, например, гидразин (NH) или перекись водорода (HО), вызванного экзотермической реакцией между ракетным топливом и катализатором, таким как, например, иридий, серебро или платина, и этот продукт выбрасывается с высокой скоростью через отверстие.
В некоторых вариантах способы включают воздействие на расчетные точки неустойчивого фрагмента газовым султаном. В некоторых вариантах газ ускоряют с использованием электротермических, электростатических или электромагнитных устройств, и затем он выбрасывается с высокой скоростью через отверстие. С помощью электротермических, электростатических или электромагнитных устройств могут ускоряться такие газы, как, например, водород (H2), гелий (Hе2), ксенон (Хe), аргон (Аr), неон (Ne), азот (N2), ионизированный цезий (Cs) или ионизированная ртуть (Hg).
В некоторых вариантах отверстие, через которое выбрасывается газ, расположено относительно неустойчивого фрагмента космического мусора таким образом, что газ будет падать на расчетные точки фрагмента под нужным углом.
В некоторых вариантах отверстие, через которое выбрасывается газовая струя, имеет любой подходящий размер. Подходящий размер отверстия зависит от самых разных факторов, в том числе, например, от инженерного анализа, от величины силы, которая должна создаваться, от продолжительности импульсов газовой струи, от расстояния от отверстия до фокальной точки газовой струи, от температуры газовой струи и от обратного давления.
В некоторых вариантах отверстие, через которое выбрасывается газовая струя, представляет собой расширяющееся сопло, которое формирует конический газовый факел, расширяющийся в направлении от сопла. Часть истекающего продукта, который падает на расчетные точки, когда газовый факел формируется расширяющимся соплом, зависит от степени расхождения струи, размера расчетных точек, расстояния от сопла или от любых их сочетаний, и будет уменьшаться пропорционально увеличению расстояния между соплом и расчетной точкой. В некоторых вариантах в качестве отверстия, через которое выбрасывается газ, имеющий высокую скорость, используется сопло с постоянным сечением, формирующее коллимированный газовый факел, который ни расширяется, ни суживается существенно на заданном расстоянии от сопла. Часть истекающего продукта, который падает на расчетные точки, когда линейное сопло формирует коллимированный газовый факел, зависит от следующих факторов: от размера коллимированного газового факела, размеров расчетных точек, точности нацеливания системы, используемой для направления газового факела на расчетные точки, или от любого сочетания указанных факторов, и будет оставаться сравнительно постоянной при изменении расстояния (пока газовый факел не начнет расширяться естественным образом в дальней зоне). В некоторых вариантах в качестве отверстия, через которое выбрасывается газ, имеющий высокую скорость, используется суживающееся сопло, которое формирует газовый султан, сходящийся в определенной точке на заданном расстоянии от сопла, причем газовый факел начинает расходиться сразу после этой точки. Часть истекающего продукта, который падает на расчетные точки, когда газовый факел формируется суживающимся соплом, зависит от следующих факторов: от степени схождения, размеров расчетных точек, точности нацеливания системы, используемой для направления газового факела на расчетные точки, от расстояния от сопла, или от любого сочетания указанных факторов, и будет увеличиваться пропорционально, пока газовый факелне достигнет фокальной точки, после чего она будет уменьшаться при увеличении расстояния от сопла.
Определение расчетных точек
В некоторых вариантах осуществления изобретения раскрываются способы стабилизации движения неустойчивых фрагментов космического мусора. В некоторых вариантах такие способы включают силовое воздействие (приложение силы) точно на расчетные точки, расположенные на неустойчивом фрагменте космического мусора, так чтобы действующая сила создавала момент, который бы демпфировал или противодействовал моменту вращения фрагмента вокруг одной или нескольких осей вращения. В некоторых вариантах способы включают приложение силы точно к расчетным точкам на неустойчивом фрагменте космического мусора, так чтобы сила уменьшала практически до нуля вращательное движение фрагмента по меньшей мере вокруг двух из трех осей вращения. В некоторых вариантах способы включают воздействие на расчетные точки фрагмента газовыми струями. В некоторых вариантах расчетные точки на неустойчивом фрагменте космического мусора определяют путем анализа движения этого фрагмента. В некоторых вариантах способы включают определение центра масс и направления и величины вектора скорости центра масс неустойчивого фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах способы включают определение трех взаимно ортогональных осей движения, пересекающихся в центре масс. В некоторых вариантах способы включают определение направления вращения, скоростей, моментов инерции и момента вращения неустойчивого фрагмента космического мусора относительно трех взаимно ортогональных осей движения, пересекающихся в центре масс. В некоторых вариантах расчетные точки представляют собой места на несущих конструкциях неустойчивого фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах расчетные точки - это места на несущих конструкциях неустойчивого фрагмента космического мусора, которые расположены на одной из трех взаимно ортогональных осей движения или возле нее. В некоторых вариантах расчетные точки - это места на несущих конструкциях неустойчивого фрагмента космического мусора, которые имеют достаточную жесткость, чтобы поглощать силу, создаваемую газовым султаном, ударяющим в неустойчивый фрагмент. В некоторых вариантах расчетные точки - это места на несущих конструкциях неустойчивого фрагмента космического мусора, которые расположены на одной из трех взаимно ортогональных осей движения или возле нее, и имеют достаточную жесткость, чтобы поглощать силу воздействия газового факела.
Определение величины прилагаемой сипы
В некоторых вариантах осуществления изобретения раскрываются способы стабилизации движения неустойчивых фрагментов космического мусора. В некоторых вариантах такие способы включают приложение силы (например, ударное воздействие газовой струей), которая создает момент, действующий на неустойчивый фрагмент космического мусора. В некоторых вариантах силу прикладывают точно в расчетных точках. В некоторых вариантах силу прикладывают до тех пор, пока вращательное движение фрагмента не снижается почти до нуля (или вращательное движение практически равно нулю) по меньшей мере вокруг двух из трех осей вращения.
В некоторых вариантах величина силы, прикладываемой к неустойчивому фрагменту космического мусора, зависит от движения фрагмента, от вектора состояния его центра масс, от взаимно ортогональных осей, от момента инерции, от момента вращения и от расчетных точек. В некоторых вариантах способы включают расчет силы, которая должна быть приложена к фрагменту космического мусора.
В некоторых вариантах сила, прилагаемая к неустойчивому фрагменту космического мусора, не превышает предела прочности конструкций, на которых расположены расчетные точки. В некоторых вариантах сила, прикладываемая к неустойчивому фрагменту космического мусора, не приводит к разрушению конструкции. В некоторых вариантах сила, прикладываемая к неустойчивому фрагменту космического мусора, не приводит к разрушению этого фрагмента.
В некоторых вариантах предел прочности конструкции определяют путем анализа объекта (например, путем анализа конструкций фрагмента и материалов, из которых они изготовлены). В некоторых вариантах силу, прикладываемую к расчетной точке, рассчитывают до воздействия газовой струей (например, после предыдущего воздействия).
В некоторых вариантах предел прочности конструкций определяются путем осмотра фрагмента космического мусора, его сканирования, приложения минимальной силы с постепенным увеличением ее величины, при необходимости, или сочетания указанных способов.
В некоторых вариантах сила, прикладываемая к расчетной точке, зависит от скорости газового факела и от массы газа, который ударяется в расчетную точку.
Модульность
В некоторых вариантах фрагмент космического мусора имеет большие размеры. В некоторых вариантах неупорядоченное движение неустойчивого фрагмента космического мусора, имеющего большие размеры, определяет большой объем запретной зоны. В некоторых случаях непрактично использовать развертываемые руки-манипуляторы, которые имеют достаточную длину, позволяющую не пересекать запретную зону, определяемую фрагментом, имеющим большие размеры. В этом случае в некоторых вариантах предлагаемый способ предусматривает использование нескольких спутников. В некоторых вариантах предлагаемый способ предусматривает использование по одному спутнику на каждую ось вращения. В некоторых вариантах предлагаемый способ предусматривает использование нескольких спутников на каждую ось вращения.
В некоторых вариантах каждый спутник позиционируют таким образом, чтобы он имел доступ к расчетной точке и чтобы не входил при этом в запретную зону.
В некоторых вариантах спутники действуют независимо друг от друга. Например, каждый спутник может позиционироваться оператором, находящимся на Земле.
В некоторых вариантах спутники автономно координируют свои действия друг с другом. В некоторых вариантах спутники автономно координируют свои действия друг с другом, и контролируются оператором, находящимся на Земле.
В некоторых вариантах каждый спутник может один обеспечивать стабилизацию фрагмента космического мусора, имеющего малые или средние размеры.
Другие источники силового воздействия (помимо пневматического)
Существуют самые разные способы силового воздействия на неустойчивые фрагменты космического мусора. В некоторых вариантах силовое воздействие осуществляют путем физического контакта с механическим элементом (например, с рукой-манипулятором или с несущим отсеком спутника). Однако энергия, создаваемая инерцией движения или моментом вращения системы может быть достаточно большой, что может привести к разрушению конструкции фрагмента космического мусора или механического элемента, в результате чего могут возникнуть новые фрагменты космического мусора.
В некоторых вариантах силовое воздействие осуществляют путем контакта неустойчивого фрагмента с вязкой жидкостью (например, с водой или с жидкостью, имеющей сложный состав). В некоторых вариантах вязкость и масса жидкости осуществляет силовое воздействие на неустойчивый фрагмент космического мусора, в результате чего его вращение замедляется. В некоторых вариантах силовое воздействие на неустойчивый фрагмент космического мусора осуществляют с помощью лазера. В некоторых вариантах луч лазера воздействует на одну сторону неустойчивого фрагмента, в результате чего испаряется часть материала. В некоторых вариантах при испарении материала и его выбросе от неустойчивого фрагмента, возникает сила, которая определяется массой испаряемого материала и скоростью его выброса, причем направление силы противоположно направлению выброса материала. В некоторых вариантах лазер создает давление излучения на ту сторону фрагмента космического мусора, которую он освещает, и этого давления может быть достаточно для демпфирования момента вращения вокруг одной или нескольких осей вращения.
В некоторых вариантах силовое воздействие осуществляют путем генерирования электромагнитного поля, внутри которого вращается неустойчивый фрагмент космического мусора. В некоторых вариантах при вращении неустойчивого фрагмента в электромагнитном поле в проводящем материале, из которого изготовлен фрагмент, возникают электрические токи (вихревые токи). В некоторых вариантах взаимодействие электрических токов и естественных магнитных полей Земли создает электромагнитную силу, действующую на неустойчивый фрагмент космического мусора, в результате чего происходит торможение его вращения.
В некоторых вариантах силовое воздействие осуществляют путем взаимодействия неустойчивого фрагмента космического мусора с зернистым материалом (например, с песком или с другим аналогичным материалом). В некоторых вариантах зернистый материал, ударяющий в неустойчивый фрагмент космического мусора, создает силу сопротивления вокруг оси движения и замедляет фрагмент.
Способы изменения орбиты космического мусора или его захвата
В некоторых вариантах осуществления изобретения раскрываются способы захвата неустойчивых фрагментов космического мусора. Кроме того, также раскрываются способы изменения орбит неустойчивых фрагментов космического мусора.
Захват космического мусора
В некоторых вариантах осуществления изобретения раскрываются способы захвата фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах фрагмент космического мусора имеет небольшие размеры и небольшие величины энергии вращения. В некоторых вариантах фрагмент космического уровня неустойчив, и перед захватом его движение стабилизируют. В некоторых вариантах движение неустойчивого фрагмента космического мусора стабилизируют, используя способ, раскрытый в настоящем описании.
В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании сближается с фрагментом космического мусора. В некоторых вариантах энергетические состояния спутника (например, орбитальная скорость) соответствуют энергетическим состояниям фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах спутник захватывает фрагмент космического мусора с помощью любого подходящего средства. В некоторых вариантах спутник захватывает фрагмент космического мусора с помощью развертываемой руки-манипулятора, мешка, буксировочного каната, сети, магнитного устройства, механического устройства или их сочетаний.
Изменение орбитальных параметров
В некоторых вариантах осуществления изобретения раскрываются способы изменения орбиты фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах такие способы включают изменение орбитальных параметров фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах фрагмент космического мусора неустойчив, и перед захватом его движение стабилизируют. В некоторых вариантах способы включают сначала стабилизацию движения неустойчивого фрагмента космического мусора, используя один из способов, раскрытых в настоящем описании.
В некоторых вариантах орбитальные параметры фрагмента космического мусора изменяют путем прикрепления к нему модуля возвращения на Землю. В некоторых вариантах модуль возвращения на Землю прикрепляют к неустойчивому фрагменту космического мусора с помощью механической руки-манипулятора. В некоторых вариантах модуль возвращения на Землю прикрепляют к неустойчивому фрагменту космического мусора путем механической передачи блока ракетных двигателей после стыковки.
В некоторых вариантах орбитальные параметры фрагмента космического мусора изменяют путем силового воздействия на определенные точки фрагмента (например, на расчетные точки), обеспечивающего изменение количества движения и вектора скорости фрагмента. В некоторых вариантах орбитальные параметры фрагмента космического мусора изменяют путем воздействия газовыми струями на определенные точки фрагмента.
В некоторых вариантах способы включают силовое воздействие на заданные расчетные точки фрагмента. В некоторых вариантах способы включают воздействие на заданные расчетные точки фрагмента газовым султаном (см. фигуру 2). В некоторых вариантах газовый факел действует на фрагмент с силой, достаточной для изменения количества движения и направления и величины вектора скорости фрагмента.
В некоторых вариантах на одну или несколько расчетных точек воздействуют импульсами газового факела. В некоторых вариантах газовыми факелами воздействуют на расчетные точки в течение протяженного интервала времени. В некоторых вариантах продолжительность действия каждого газового факела зависит от количества движения и от необходимого полного изменения направления и величины вектора скорости неустойчивого фрагмента космического мусора.
В некоторых вариантах необходимое изменение вектора скорости обеспечивается за одно воздействие газовым султаном. В некоторых вариантах необходимое изменение вектора скорости обеспечивается несколькими воздействиями газового факела. В некоторых вариантах изменение вектора скорости фрагмента космического мусора определяют (например, вычисляют) после каждого воздействия газом. В некоторых вариантах воздействие газом на расчетные точки прекращают, после того как будет достигнуто необходимое изменение направления и величины неустойчивого вектора скорости фрагмента космического мусора.
Спутник
В некоторых вариантах осуществления изобретения раскрываются спутники, используемые для стабилизации движения неустойчивых фрагментов космического мусора, причем такие спутники содержат: 1) несущий отсек, содержащий стандартные подсистемы и узлы сопряжения; 2) средства для создания и приложения силы, достаточной для снижения момента вращения вокруг одной или нескольких осей вращения неустойчивого фрагмента космического мусора; 3) один или несколько внешних датчиков (радиолокационная станция, лазерный дальномер, оптические датчики или другие датчики получения изображений); и 4) электронную систему, предназначенную для анализа данных, получаемых от датчиков, и разработки схемы стабилизации, которая включает силу, продолжительность, направление и величину пневматических (газовых) струй (факелов).
В некоторых вариантах спутник, раскрываемый в настоящем описании, также способен захватывать стабилизированный фрагмент космического мусора. В некоторых вариантах спутник, раскрываемый в настоящем описании, также способен изменять орбиту стабилизированного фрагмента космического мусора.
В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, осуществляет силовое воздействие на фрагмент космического мусора (например, на неустойчивый фрагмент или на фрагмент, который был стабилизирован). В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, осуществляет силовое воздействие на неустойчивый фрагмент космического мусора для стабилизации его движения. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, осуществляет силовое воздействие на стабилизированный фрагмент космического мусора для изменения его орбиты. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, осуществляет силовое воздействие на неустойчивый фрагмент космического мусора с использованием ударяющей массы газа. В некоторых вариантах такое силовое воздействие осуществляют газовым султаном, направленным со спутника.
Конструкция
В некоторых вариантах спутник содержит: средство создания силы, достаточной для уменьшения момента вращения вокруг одной или нескольких осей вращения неустойчивого фрагмента космического мусора или для изменения поступательного движения спутника и соответствующего изменения его орбитальных параметров.
В некоторых вариантах средство создания силы является средством сжатия газа. Газ сжимают до высокого давления насосом, который подает его в контейнер или резервуар (например, в баллон высокого давления). Газ может быть также сжат путем подачи в баллон высокого давления, содержащий газ, не находящийся под давлением, газа или жидкости с высоким давлением. Газ или жидкость, подаваемые в баллон высокого давления для сжатия рабочего газа, могут впрыскиваться непосредственно в этот баллон или могут быть изолированы от рабочего газа, который сжимается внутри баллона мембраной, обеспечивающей разделение рабочего газа и сжимающего газа или сжимающей жидкости. Баллон высокого давления, имеющий достаточную прочность для удерживания газа под высоким давлением, соединен системой труб, патрубков и клапанов с отверстием. Для выбрасывания газа может использоваться любое подходящее отверстие. В некоторых вариантах отверстие является частью сопла. В некоторых вариантах отверстие представляет собой расширяющееся сопло, суживающееся сопло, линейное сопло (с постоянным сечением) или сочетание указанных типов. Когда клапаны открываются в заданной последовательности, газ ускоряется за счет разности давлений между внутренним давлением в баллоне высокого давления, в котором содержится сжатый газ, и внешним давлением окружающей среды (космическое пространство) и затем выбрасывается через отверстие. Величина ускорения зависит от разности давлений и от конструкции отверстия. Создаваемая сила зависит от величины ускорения и массы выбрасываемого газа. Масса выбрасываемого газа зависит от давления и от времени, в течение которого клапаны открыты/закрыты. В качестве газов, которые могут ускоряться и выбрасываться через отверстие за счет сжатия, могут использоваться следующие газы (без ограничения): водород (H2), гелий (Hе2), ксенон (Хe), аргон (Аr), неон (Ne), фреон, газообразный аммиак или азот (N2).
В некоторых вариантах средство создания силы является средством испарения сжиженного газа. Термин "испарение" означает нагрев сжиженного газа выше точки кипения, так что он переходит в газообразную фазу. В процессе испарения сжиженного газа происходит значительное увеличение давления в резервуаре, в котором находится газ. Струя газа ускоряется, когда он выбрасывается через отверстие за счет разницы внутреннего давления в камере, содержащей этот газ, и давления окружающей среды (космическое пространство). В качестве газов, которые могут ускоряться и выбрасываться через отверстие за счет испарения, могут использоваться следующие газы (без ограничения): водород (H2), гелий (Hе2), ксенон (Xе), аргон (Аr), неон (Ne), фреон, газообразный аммиак или азот (N2).
В некоторых вариантах средство создания силы является средством сжигания окислителя или ракетного топлива. Сила создается путем ускорения до высокой скорости продукта, образующегося при химическом горении окислителя (например, жидкого кислорода, газообразного кислорода, фтора (F2), двухфтористого кислорода (OF2), тетрафторгидразина (N2F2), пятифторида хлора (СlF5) или других подходящих окислителей) и ракетного топлива (например, водорода (H2), керосинов, таких как ракетное топливо 1 (RP-1) и ракетное топливо 2 (RP-2), метана (CН4), монометилгидразина (MМН) или других таких топлив), после подачи в камеру сгорания. После того как ракетное топливо и окислитель поданы в камеру сгорания, где происходит их смешивание, полученная смесь может быть зажжена электрической искрой или током, подрывным зарядом, лучом лазера или с помощью других средств. Горение смеси окислителя и ракетного топлива представляет собой самоподдерживающийся процесс, в результате которого в камере сгорания возникает высокое давление и высокая температура, создающие высокоэнергетический истекающий продукт. Создаваемая сила зависит от величины ускорения и массы выбрасываемого продукта. Истекающий продукт ускоряется, когда он выбрасывается через узкий проход и затем через расширяющуюся часть сопла за счет разности между внутренним давлением в камере сгорания и внешним давлением окружающей среды (космическое пространство).
В некоторых вариантах средство создания силы использует экзотермическое разложение однокомпонентного ракетного топлива. Сила возникает в результате ускорения до высокой скорости продукта, образующегося в результате химического разложения однокомпонентного топлива, такого как, например, гидразин (N2H4) или перекись водорода (Н2O2), вызванного экзотермической реакцией между ракетным топливом и катализатором, таким как, например, иридий, серебро или платина. Для регулирования количества однокомпонентного ракетного топлива, подаваемого через катализатор в камеру сгорания, открывают и закрывают клапаны, и однокомпонентное топливо разлагается экзотермически, превращаясь из жидкости в газ с высокой температурой и высоким давлением. Создаваемая сила зависит от величины ускорения, массы выбрасываемого продукта и интервала времени, в течение которого клапаны открыты, так чтобы однокомпонентное ракетное топливо могло поступать в камеру сгорания. Истекающий продукт ускоряется, когда он выбрасывается через узкий проход и затем через расширяющуюся часть сопла за счет разности между внутренним давлением в камере сгорания и внешним давлением окружающей среды (космическое пространство).
В некоторых вариантах силу создают с помощью электромагнитных устройств. В некоторых вариантах сила возникает, когда газ ускоряется с использованием электротермических, электростатических или электромагнитных устройств. Термин "электротермический", как он используется в настоящем описании, означает электромагнитные устройства, в которых используются электромагнитные поля для создания плазмы, в результате чего происходит нагрев массы ракетного топлива. В некоторых вариантах плазма ускоряется за счет действия силы Лоренца, возникающей в результате взаимодействия между током, протекающим в плазме, и магнитным полем (которое обеспечивается извне или создается электрическим током), действующим в выпускной камере. Создаваемая сила зависит от величины ускорения и массы выбрасываемой плазмы или потока ионов. Плазма или поток ионов ускоряются, когда они выбрасываются через узкий проход и затем через расширяющуюся часть сопла.
В некоторых вариантов предпочтительными ракетными топливами для этого типа систем являются низкомолекулярные газы (например, водород, гелий, аммиак). С помощью электротермических, электростатических или электромагнитных устройств могут ускоряться такие газы и металлы, как, например, водород (H2), гелий (He2), ксенон (Хe), аргон (Аr), неон (Ne), азот (N2), ионизированный цезий (Cs) или ионизированная ртуть (Hg).
В некоторых вариантах для получения высокоэнергетического газа электростатическим способом может использоваться ионный электростатический двигатель малой тяги, электростатический ракетный двигатель с термоэмиттером или их сочетания. В любом случае ионы ускоряются под действием разности потенциалов электростатического поля между анодом и катодом.
В некоторых вариантах электромагнитная система, обеспечивающая получение высокоэнергетического газа, представляет собой безэлектродный плазменный двигатель малой тяги, импульсный индуктивный двигатель, геликоновый двигатель с двойным электрическим слоем, магнитоплазмодинамический двигатель или любые их сочетания.
В некоторых вариантах средство создания силы осуществляет ускорение жидкости или зернистого материала. В некоторых вариантах жидкость сжимают до высокого давления насосом в контейнере или резервуаре (например, в баллоне высокого давления). В некоторых вариантах жидкость может быть сжата путем подачи непосредственно в баллон высокого давления, содержащий жидкость, не находящуюся под давлением, газа или жидкости с высоким давлением. Газ или жидкость, подаваемые в баллон высокого давления для сжатия рабочей жидкости, могут впрыскиваться непосредственно в этот баллон или могут быть изолированы от рабочей жидкости, которая сжимается внутри баллона мембраной, обеспечивающей разделение рабочей жидкости и сжимающего газа или сжимающей жидкости. Баллон высокого давления, имеющий достаточную прочность для удерживания газа под высоким давлением, соединен системой труб, патрубков и клапанов с отверстием.
Может использоваться любое подходящее отверстие. В некоторых вариантах отверстие является частью сопла. Баллон высокого давления, имеющий достаточную прочность для удерживания жидкости под высоким давлением, соединен системой труб, патрубков и клапанов с отверстием. Когда клапаны открываются в заданной последовательности, жидкость ускоряется за счет разности давлений между внутренним давлением в баллоне высокого давления, в котором содержится сжатая жидкость, и внешним давлением окружающей среды (космическое пространство) и затем выбрасывается через отверстие. Величина ускорения зависит от разности давлений и от конструкции отверстия. Создаваемая сила зависит от величины ускорения и массы выбрасываемой жидкости. Масса выбрасываемой жидкости зависит от давления и от времени, в течение которого клапаны открыты/закрыты. В некоторых вариантах используется зернистый материал. В некоторых вариантах зернистый материал подается в импульс газа высокого давления, обеспечиваемый системой, аналогичной вышеописанной системе сжатого газа. Использование зернистого материала увеличивает массу и кинетическую энергию струи сжатого газа.
В некоторых вариантах действующую силу создают с помощью лазера. Луч лазера воздействует на одну сторону неустойчивого фрагмента космического мусора, в результате чего испаряется часть материала. При испарении материала и его выбросе от неустойчивого фрагмента, возникает сила, которая определяется массой испаряемого материала и скоростью его выброса, причем направление силы противоположно направлению выброса материала. В других вариантах лазер может создавать давление излучения на ту сторону фрагмента космического мусора, которую он освещает, и этого давления может быть достаточно для уменьшения момента вращения вокруг одной или нескольких осей вращения.
В некоторых вариантах средство создания силы является устройством возбуждения электромагнитного поля. Электромагнитное поле возникает всякий раз, когда между двумя точками протекает электрический ток. В некоторых вариантах электромагнитное поле создается электрическим током, протекающим через антенну. Форма антенны будет определять форму и направленность электромагнитного поля. Если в электромагнитном поле перемещается проводящий материал, в нем генерируется электрический ток. В некоторых вариантах спутник, использующий источник электрической энергии, генерирует электрический ток в антенне, которая будет создавать электромагнитное поле, охватывающее фрагмент космического мусора. Поскольку фрагмент вращается внутри электромагнитного поля, и может быть изготовлен из электропроводного материала, то при вращении этого фрагмента внутри электромагнитного поля будут возбуждаться небольшие электрические токи на поверхности или внутри фрагмента. Электрические токи на поверхности или внутри фрагмента космического мусора будут взаимодействовать с естественными магнитными полями, окружающими Землю, в результате чего создается сила, которая будет стремиться выровнять токи относительно этих магнитных полей. По мере того как электрические токи на поверхности или внутри фрагмента начинают выравниваться относительно магнитных полей, окружающих Землю, они будут создавать силу, которая будет стремиться затормозить вращательное движение фрагмента относительно одной или нескольких осей вращения.
В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит несущую конструкцию для средства создания силы, достаточной для торможения вращательного движения вокруг одной или нескольких осей вращения неустойчивого фрагмента космического мусора (например, с помощью газа, жидкости, зернистого материала, лазерного излучения, электромагнитного поля). В некоторых вариантах компоненты несущей конструкции включают резервуар для хранения, емкость или баллон высокого давления. В некоторых вариантах компоненты несущей конструкции включают средства перемещения источника действующей силы (например, газ, жидкость, зернистый материал) из резервуаров для хранения, емкостей или баллонов высокого давления к отверстию. В некоторых вариантах средства перемещения источника действующей силы из отсека для хранения к отверстию представляет собой ряд труб, соединенных между собой.
В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит несущую конструкцию для компонентов пневматической системы. В некоторых вариантах несущая конструкция для компонентов пневматической системы включает отсек для хранения. В некоторых вариантах несущая конструкция для компонентов пневматической системы включает средства перемещения газа из отсека для хранения к отверстию. В некоторых вариантах средства перемещения газа из отсека для хранения к отверстию представляет собой ряд труб, соединенных между собой.
В некоторых вариантах спутник содержит отверстие, через которое проходит источник действующей силы. Для выбрасывания газа может использоваться любое подходящее отверстие. В некоторых вариантах отверстие является частью сопла. В некоторых вариантах отверстие представляет собой расширяющееся сопло, суживающееся сопло, линейное сопло или сочетание указанных типов. В некоторых вариантах отверстие, через которое выбрасывается газовая струя, представляет собой расширяющееся сопло, которое формирует конический газовый султан, расширяющийся в направлении от сопла. Часть истекающего продукта, который ударяет в расчетные точки, когда газовый факел формируется расширяющимся соплом, является функцией от степени расширения, размера расчетных точек, расстояния от сопла или от любых сочетаний указанных характеристик, и будет уменьшаться пропорционально увеличению расстояния между соплом и расчетной точкой. В некоторых вариантах в качестве отверстия, через которое выбрасывается газ, имеющий высокую скорость, используется сопло с постоянным сечением, формирующее коллимированный газовый султан, который ни расширяется, ни суживается существенно на заданном расстоянии от сопла. Часть истекающего продукта, который падает на расчетные точки, когда линейное сопло формирует коллимированный газовый султан, зависит от следующих факторов: от размера коллимированного газового факела, размеров расчетных точек, точности нацеливания системы, используемой для направления газового факела на расчетные точки, или от любого сочетания указанных факторов, и будет оставаться сравнительно постоянной при изменении расстояния (пока газовый факел не начнет расширяться естественным образом в дальней зоне). В некоторых вариантах в качестве отверстия, через которое выбрасывается газ, имеющий высокую скорость, используется суживающееся сопло, которое формирует газовый султан, сходящийся в определенной точке на заданном расстоянии от сопла, причем газовый факел начинает расходиться сразу после этой точки. Часть истекающего продукта, который падает на расчетные точки, когда газовый факел формируется суживающимся соплом, зависит от следующих факторов: от степени схождения, размеров расчетных точек, точности нацеливания системы, используемой для направления газового факела на расчетные точки, от расстояния от сопла, или от любого сочетания указанных факторов, и будет увеличиваться пропорционально, пока газовый факел не достигнет фокальной точки, после чего она будет уменьшаться при увеличении расстояния от сопла.
В некоторых вариантах отверстие, через которое выбрасывается газовая струя, имеет любой подходящий размер. В некоторых вариантах подходящий размер отверстия определяется инженерным расчетом, величиной силы, которая должна создаваться, расчетной продолжительностью истечения газовой струи, расстоянием от отверстия до фокальной точки газовой струи, температурой газовой струи, обратным давлением или любыми сочетаниями указанных характеристик.
В некоторых вариантах отверстие расположено на основном корпусе спутника.
В некоторых вариантах отверстие расположено на руке-манипуляторе, прикрепленной к спутнику. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит физическую конструкцию (а именно, несущий модуль спутника), в которой находятся обычные подсистемы спутника и внешние устройства сопряжения (например, физические конструкции, компьютеры, проводники, батареи, система управления, навигации и ориентирования (GNC), датчики навигационной системы, системы управления средой, система двигательной установки и система связи). Термин "несущий модуль спутника", как он используется в настоящем описании, означает все элементы спутника, указанные в настоящем описании, за исключением полезной нагрузки (система пневматического воздействия (факелом), сканирующие датчики, модуль возвращения на Землю, устройство для подбора фрагментов космического мусора и хранилище для фрагментов).
В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит систему управления, навигации и ориентирования (включая управление стабилизацией и ориентацией).
В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит средство управления подсистемами спутника и внешними устройствами сопряжения. В некоторых вариантах средство управления подсистемами спутника и внешними устройствами сопряжения представляет собой вычислительную систему управления транспортным средством. В некоторых вариантах система управления транспортным средством работает автономно, или ее работа обеспечивается дистанционно с наземной станции управления, или же используется сочетание указанных режимов управления.
В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит средство обеспечения энергией. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит систему управления и распределения энергии. В некоторых вариантах средство обеспечения спутника энергией представляет собой любую подходящую энергетическую установку. В качестве энергетической установки могут использоваться: солнечные панели, тепловые батареи, топливные элементы, атомные реакторы или их сочетания.
В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит средство придания спутнику движения. В некоторых вариантах средство придания спутнику движения представляет собой любую подходящую двигательную установку. В качестве двигательной установки могут использоваться: химический ракетный двигатель, ядерный ракетный двигатель, ракетный двигатель, работающий на сжатом холодном газе или электрический ракетный двигатель.
В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит средство связи. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит различные средства связи. В некоторых вариантах средства связи содержат по меньшей мере одну антенну для приема и передачи сообщений. В некоторых вариантах для передачи/приема сообщений используются радиоволны, включая радиоволны микроволнового диапазона, волны оптической частоты или их сочетания. В некоторых вариантах радиоустройство содержит физические радиочастотные тракты. В других вариантах радиоустройство реализуется программными средствами. В некоторых вариантах средство связи содержит также вычислительный модуль шифрования сообщений.
В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит внешние датчики навигации. К внешним датчикам относятся, например, радиолокаторы, лазерные дальномеры, GPS, оптические датчики ориентации (например, солнечные датчики, астрономические датчики, датчики направления на Землю), оптические следящие устройства или их сочетания.
В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит средства обеспечения состояния среды. Фраза "обеспечение состояния среды", как она используется в настоящем описании, относится к системам, предотвращающим перегрев или переохлаждение спутника. В качестве систем обеспечения состояния среды могут использоваться: нагреватели, отражатели, тепловые трубки, радиаторы или их сочетания.
В некоторых вариантах спутник содержит также модуль возвращения на Землю, который может прикрепляться к фрагменту космического мусора. В некоторых вариантах спутник содержит средства прикрепления модуля возвращения на Землю к неустойчивому фрагменту космического мусора. В некоторых вариантах модуль возвращения на Землю прикрепляют к неустойчивому фрагменту космического мусора с помощью механической руки-манипулятора или механических защелок. В некоторых вариантах модуль возвращения на Землю прикрепляют к неустойчивому фрагменту космического мусора с использованием механической передачи блока ракетных двигателей после стыковки.
В некоторых вариантах спутник также содержит средство сбора неустойчивых фрагментов космического мусора. В некоторых вариантах средство сбора фрагментов космического мусора представляет собой руку-манипулятор. В некоторых вариантах средство сбора фрагментов космического мусора представляет собой мешок, которым захватывают фрагменты мусора. В некоторых вариантах средство сбора фрагментов космического мусора представляет собой сетку. В некоторых вариантах средство сбора фрагментов космического мусора представляет собой магнитное устройство, которое притягивается к частям фрагментов космического мусора, выполненных из материалов, содержащих железо, и защелкивается на этих частях.
В некоторых вариантах спутник также содержит средство накопления неустойчивых фрагментов космического мусора. В некоторых вариантах средство накопления неустойчивых фрагментов космического мусора представляет собой мешок, прикрепленный к спутнику. В некоторых вариантах средство накопления неустойчивых фрагментов космического мусора представляет собой ящик, прикрепленный к спутнику. В некоторых вариантах средство накопления неустойчивых фрагментов космического мусора представляет собой буксировочный канат, прикрепленный к спутнику. В некоторых вариантах фрагмент космического мусора прикрепляют к буксировочному канату с помощью магнита, крюка, защелки или сочетания указанных средств.
Размеры
В некоторых вариантах общий объем газа, необходимый для стабилизации движения неустойчивого фрагмента космического мусора, прямо пропорционален общему моменту инерции этого фрагмента.
В некоторых случаях объем газа или жидкости, необходимый для стабилизации движения большого фрагмента космического мусора, существенно превышает объем газа или жидкости, необходимый для стабилизации движения фрагмента, имеющего небольшие размеры. Соответственно, в некоторых вариантах размеры спутника рассчитываются для обеспечения стабилизации движения наибольшего фрагмента космического мусора, который можно встретить в космосе. В других вариантах могут изготавливаться спутники разных размеров.
Маневрирование
В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, сближается с неустойчивым фрагментом космического мусора. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, маневрирует для сближения с неустойчивым фрагментом космического мусора путем изменения своей орбиты, чтобы она проходила параллельно вектору скорости центра масс этого фрагмента. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, маневрирует таким образом, чтобы он имел доступ к трем взаимно ортогональным осям (например, с помощью одной или нескольких рук-манипуляторов или с использованием нескольких спутников) и находился при этом за пределами запретной зоны. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, осуществляет операции по сближению путем маневрирования вокруг неустойчивого фрагмента космического мусора для изучения фрагмента (например, для определения его состояния) и определения потенциальных расчетных точек. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, затем выполняет операции по удерживанию своего положения, в то время как выполняется анализ неустойчивого фрагмента космического мусора. Это положение показано на фигуре 4.
В некоторых вариантах в результате выброса газа спутником на него будет действовать сила (например, линейная (тяга) или момент (вращение)). В некоторых вариантах сила толкает спутник в сторону от неустойчивого фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, поддерживает свою ориентацию относительно взаимно ортогональных осей X, Y и Z неустойчивого фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, имеет систему активного управления. В некоторых вариантах система активного управления содержит реактивную систему управления, гироскопы управляющих моментов, преобразователи магнитных моментов для управления ориентацией или сочетания указанных систем. В некоторых вариантах система активного управления рассчитывается на удерживание станции на орбите и поддержание ее ориентации в условиях действия на нее сил, связанных с работой системы воздействия падающей газовой струей. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит также основную двигательную установку и систему орбитального маневрирования или ракетный микродвигатель.
Руки-манипуляторы
В некоторых случаях для стабилизации неустойчивого фрагмента космического мусора, который неустойчив по всем трем осям, должна использоваться по меньшей мере одна расчетная точка на каждой из взаимно ортогональных осей или возле нее. Для осуществления воздействия на каждую из расчетных точек, отверстие, из которого исходит газовый султан, должно быть сориентировано таким образом, чтобы газовый факел попадал на расчетную точки, и при этом отверстие находилось за пределами запретной зоны. В некоторых вариантах отверстие, через которое выбрасывается газовая струя, устанавливается в нужное место с использованием по меньшей мере одной руки-манипулятора. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит по меньшей мере две руки-манипулятора. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит три руки-манипулятора.
В некоторых вариантах каждая рука-манипулятор состоит из механических шарнирно-сочлененных частей. В некоторых вариантах каждая механическая шарнирно-сочлененная рука представляет собой универсальное устройство.
Анализ движения
В некоторых вариантах спутник осуществляет анализ движения неустойчивого фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах для анализа движения фрагмента используется лазерная система слежения. В некоторых вариантах спутник содержит средства для лазерного слежения. Лазерная система слежения (или лазерный дальномер) состоит из лазера, который может облучать фрагмент космического мусора короткими импульсами излучения малой мощности, и приемника, который может принимать отраженные импульсы и измерять время прибытия и направление каждого отраженного импульса лазерного излучения. Информация, поступающая из лазерной системы слежения, обрабатывается компьютером для формирования объемной виртуальной модели фрагмента космического мусора, которая может использоваться для анализа с целью определения целостности конструкции, а также положения и ориентации фрагмента и его компонентов в пространстве. Лазерная система слежения может также осуществлять слежение за определенными точками на фрагменте и определять величину и направление скорости, а также ускорение этих точек. Информация, поступающая из лазерной системы слежения, обрабатывается компьютером для определения осей вращения, скоростей вращения, момента вращения и направления вращения фрагмента космического мусора и использования этой информации для разработки и осуществления плана стабилизации.
В некоторых вариантах спутник осуществляет анализ движения неустойчивого фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах для анализа движения фрагмента используется радиолокационная система слежения. В некоторых вариантах спутник содержит средства для радиолокационного слежения. Радиолокационная система слежения состоит из передатчика СВЧ-излучения, который может облучать фрагмент космического мусора короткими импульсами излучения малой мощности, и приемника, который может принимать отраженные электромагнитные импульсы и измерять время прибытия и направление каждого отраженного импульса. Информация, поступающая из радиолокационной системы слежения, обрабатывается компьютером для формирования объемной виртуальной модели фрагмента космического мусора, которая может использоваться для анализа с целью определения целостности конструкции, а также положения и ориентации фрагмента и его компонентов в пространстве. Радиолокационная система слежения может также осуществлять слежение за определенными точками на фрагменте и определять величину и направление скорости, а также ускорение этих точек. Информация, поступающая из радиолокационной системы слежения, обрабатывается компьютером для определения осей вращения, скоростей вращения, моментов вращения и направления вращения фрагмента космического мусора и использования этой информации для разработки и осуществления плана стабилизации.
В некоторых вариантах спутник осуществляет анализ движения неустойчивого фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах для анализа движения фрагмента используется оптическая следящая система. В некоторых вариантах спутник содержит средства для оптического слежения. Оптическая система слежения состоит из одного или нескольких оптических датчиков (приемников), которые принимают отраженный внешний свет (пассивная оптическая система) или отраженный свет, излучаемый источником света (передатчиком) (активная оптическая система). Один оптический датчик системы слежения может определять различия цветов, светлые и темные части, края частей, "читать" символы и надписи, а также может определять направление и двумерное движение заданный расчетных точек. Оптическая система слежения, состоящая из нескольких датчиков, может дополнительно использовать стереоскопические изображения для определения дальности до заданных расчетных точек и определять движение в трехмерном пространстве. Информация, поступающая из оптической системы слежения, обрабатывается компьютером для формирования объемной виртуальной модели фрагмента космического мусора, которая может использоваться для анализа с целью определения целостности конструкции, а также положения и ориентации фрагмента и его компонентов в пространстве. Оптическая система слежения может также осуществлять слежение за заданными точками на фрагменте и определять величину и направление скорости, а также ускорение этих точек. Информация, поступающая из оптической системы слежения, обрабатывается компьютером для определения осей вращения, скоростей вращения, моментов вращения и направления вращения фрагмента космического мусора и использования этой информации для разработки и осуществления плана стабилизации.
В некоторых вариантах спутник осуществляет анализ движения неустойчивого фрагмента космического мусора. В некоторых вариантах анализ движения фрагмента осуществляется с использованием сочетания лазерной системы слежения, радиолокационной системы слежения и/или оптической системы слежения. В некоторых вариантах спутник содержит средства лазерной системы слежения, радиолокационной системы слежения и/или оптической системы слежения.
Расчеты
В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, содержит средство для расчета величины силы, которой необходимо воздействовать на неустойчивый фрагмент космического мусора, количества и временной последовательности импульсов газа, которыми необходимо воздействовать на фрагмент. В некоторых вариантах средство для выполнения вышеуказанных расчетов представляет собой бортовой вычислительный модуль. В некоторых вариантах средство для выполнения этих расчетов представляет собой вычислительный модуль, находящийся на Земле, который обменивается сообщениями со спутником (как это уже указывалось). В некоторых вариантах средство для выполнения этих расчетов представляет собой сочетание бортовой и наземной систем.
Возможность многократного использования
Большинство космических аппаратов являются устройствами одноразового использования из-за трудности заправки топливом и дистанционного удерживания космического аппарата на его орбите. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, может использоваться многократно. В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, приспособлен для технического обслуживания и ремонта (то есть, его компоненты можно снимать и заменять их новыми). В некоторых вариантах спутник, раскрытый в настоящем описании, может быть дозаправлен топливом (как топливом для выполнения маневров в космическом пространстве, так и газом, используемым для воздействия на фрагменты космического мусора).
В то время как в описании были рассмотрены предпочтительные варианты осуществления изобретения, специалисту в данной области будет очевидно, что такие варианты приведены только в качестве примера. Специалист в данной области техники может предложить различные модификации, изменения и замены без выхода за пределы объема изобретения. Необходимо понимать, что при практической реализации изобретения могут использоваться различные альтернативные варианты конструкций и способов, описанных в заявке. Объем изобретения определяется прилагаемой формулой, которая охватывает способы и конструкции и их эквиваленты в рамках этого объема.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
ПРИМЕРЫ
Пример 1 - способ стабилизации неустойчивого фрагмента космического мусора с помощью пневматического воздействия
На орбитах высотой от 600 км до 2000 км находится несколько сотен неработающих космических аппаратов и корпусов ракет, создающих опасность столкновений, которая будет повышаться по мере увеличения плотности космического мусора на низких околоземных орбитах (600 км). Для снижения вероятности столкновений принимается решение по захвату и возвращению на землю каждый год по несколько таких космических аппаратов и корпусов ракет. После анализа неработающих космических аппаратов и корпусов ракет в указанном диапазоне высот определяется, что Ракетный корпус 1 представляет наибольшую опасность столкновений и поэтому он должен иметь наиболее высокий приоритет для возвращения на Землю. Также определяется, что высота и ориентация Ракетного корпуса 1 неустойчивы, причем характеристики вращения вокруг трех осей связаны между собой, так что вращательное движение представляет собой случайный процесс. Движение ракетного корпуса 1 необходимо стабилизировать, прежде чем его можно будет захватить и вернуть на Землю. Для стабилизации движения ракетного корпуса используется внематическое воздействие.
Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия них газовыми струями, выполняет сближение с Ракетным корпусом 1. Это сближение осуществляется с использованием главной двигательной установки, которая обеспечивает перемещение космического аппарата с его исходной орбиты на орбиту Ракетного корпуса 1. Когда космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, начинает сближение с Ракетным корпусом 1, бортовые датчики космического аппарата осуществляют слежение за Ракетным корпусом 1 для определения его размеров. Вращающийся Ракетный корпус 1 занимает сферический объем пространства вокруг центра масс, так называемую "запретную зону". Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, остается за пределами "запретной зоны" путем выдерживания расстояния от центра масс, которое по меньшей мере больше радиуса сферического пространства, которое Ракетный корпус 1 занимает при вращении вокруг своего центра масс.
Затем космический аппарат маневрирует вокруг Ракетного корпуса 1 и выполняет его сканирование для определения целостности его конструкции и формирования трехмерной модели. Информация, полученная в результате сканирования Ракетного корпуса 1 бортовыми датчиками космического аппарата, используется в качестве входных данных для модуля планирования системы воздействия газовыми струями, обеспечивающего разработку плана стабилизации, при выполнении которого не будет превышен предел прочности Ракетного корпуса 1, определяемый его внешними устройствами, такими как антенны и солнечные батареи, или другие ограничения, которые определяются в процессе сканирования.
После определения состояния Ракетного корпуса 1 определяются характеристики его поступательного движения и оси вращения, и вращательное движение корпуса определяется по результатам анализа данных, полученных при его сканировании. Модуль планирования системы воздействия газовыми струями на основе этих данных разрабатывает план стабилизации движения фрагмента космического мусора. Такой план стабилизации содержит по меньшей мере одну расчетную точку на оси движения, перпендикулярной каждой из осей, вокруг которых вращается этот фрагмент. Поскольку Ракетный корпус 1 вращается вокруг всех трех осей, план стабилизации включает три расчетных точки. Модуль планирования также разрабатывает последовательность пусков микродвигателя для формирования последовательности газовых струй (султанов), которые будут ударять в расчетные точки, передавая силу этих газовых струй расчетным точкам, в результате чего будут создаваться вращающие моменты, направленные противоположно вращениям Ракетного корпуса 1. Планируется полная последовательность пусков микродвигателя для уменьшения до нуля вращательного движения Ракетного корпуса 1 по меньшей мере вокруг двух из трех осей вращения. Блок планирования определяет также продолжительность импульсов и величины действующей силы при каждом пуске микро двигателя. Сила, передаваемая каждой расчетной точке, является функцией силы действия каждой газовой струи (факела) и угла падения струи в расчетной точке. Поскольку Ракетный корпус 1 вращается, время и угол действия газовой струи в каждой расчетной точке изменяются в зависимости от скорости вращения корпуса. Модуль планирования также разрабатывает план для системы управления, навигации и ориентирования для космического аппарата, осуществляющего стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, который обеспечивает противодействие силам, действующим на космический аппарат при выбросах газовых струй, так чтобы выдерживалась ориентация космического аппарата и его расстояние до Ракетного корпуса 1.
Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, в соответствии с планом стабилизации выполняет свое позиционирование и ориентирование сопел системы воздействия газовой струей для нацеливания их на расчетные точки. Система воздействия газовой струей формирует импульсы пневматических струй (газовых факелов), состоящих из продукта, истекающего в результате сгорания топлива и окислителя, находящихся на борту космического аппарата, осуществляющего стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями.
Эти импульсы направляют на выбранные расчетные точки на Ракетном корпусе 1. Импульсы направляются на расчетные точки в такие моменты времени, когда они перпендикулярны газовым струям, и газовые струи будут тангенциальны к окружности вращения. Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем пневматического воздействия на них факелами, использует свою систему управления, навигации и ориентирования для удерживания положения и ориентации путем противодействия силам, действующим на космический аппарат при выбросах газовых струй. В процессе выполнения космическим аппаратом, осуществляющим стабилизацию движения фрагментов космического мусора, плана воздействия на ракетный корпус газовыми струями (факелами) он контролирует с помощью датчиков ракетный корпус для определения того, что вращающий момент, создаваемый газовыми факелами, ударяющими в расчетные точки, снижает энергию вращения и движения ракетного корпуса в соответствии с планом. Модуль системы пневматического воздействия (факелами) обрабатывает данные, получаемые от датчиков, и использует обратную связь для постоянного контроля и обновления плана стабилизации.
Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, продолжает выполнение плана стабилизации, отслеживая результаты воздействия на Ракетный корпус 1, обрабатывая информацию обратной связи и обновляя план стабилизации, пока вращательное движение корпуса вокруг выбранных осей вращения не снизится до нуля.
Пример 2 - способ стабилизации движения неустойчивого фрагмента космического мусора и захват стабилизированного фрагмента
На орбитах высотой от 600 км до 2000 км находится несколько сотен неработающих космических аппаратов и корпусов ракет, создающих опасность столкновений, которая будет повышаться по мере увеличения плотности космического мусора на низких околоземных орбитах (600 км). Для снижения вероятности столкновений принимается решение по захвату и возвращению на землю каждый год по несколько таких космических аппаратов и корпусов ракет. После анализа неработающих космических аппаратов и корпусов ракет в указанном диапазоне высот определяется, что Ракетный корпус 2 представляет большую опасность столкновений и поэтому он должен иметь высокий приоритет для возвращения на Землю. Также определяется, что высота и ориентация Ракетного корпуса 2 неустойчивы, причем характеристики вращения вокруг трех осей связаны между собой, так что вращательное движение представляет собой случайный процесс. Движение ракетного корпуса 2 необходимо стабилизировать и затем захватить его для возвращения на Землю. Для стабилизации движения Ракетного корпуса 2 используется воздействие на него газовыми струями. Затем космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, захватывает Ракетный корпус 2 и прикрепляет механическое устройство для его возвращения на Землю.
Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию путем воздействия газовыми струями, выполняет сближение с Ракетным корпусом 2. Это сближение осуществляется с использованием главной двигательной установки, которая обеспечивает перемещение космического аппарата с его исходной орбиты на орбиту Ракетного корпуса 2. Когда космический аппарат, осуществляющий стабилизацию путем воздействия газовыми струями, начинает сближение с Ракетным корпусом 2, бортовые датчики космического аппарата осуществляют слежение за Ракетным корпусом 2 для определения его размеров. Вращающийся Ракетный корпус 2 занимает сферический объем пространства вокруг центра масс, так называемую "запретную зону". Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию путем воздействия газовыми струями, остается за пределами "запретной зоны" путем выдерживания расстояния от центра масс, которое по меньшей мере больше радиуса сферического пространства, которое Ракетный корпус 2 занимает при вращении вокруг своего центра масс.
Космический аппарат маневрирует вокруг Ракетного корпуса 2 и выполняет его сканирование для определения целостности конструкции, формирования трехмерной модели Ракетного корпуса 1 и определения на нем подходящих точек, в которых может осуществляться взаимодействие с корпусом для его захвата. Информация, полученная в результате сканирования Ракетного корпуса 2 бортовыми датчиками космического аппарата, используется в качестве входных данных для модуля планирования системы воздействия газовой струей, обеспечивающего разработку плана стабилизации, при выполнении которого не будет превышен предел прочности Ракетного корпуса 2, определяемый его внешними устройствами, такими как антенны и солнечные батареи, или другие ограничения, которые определяются в процессе сканирования.
После определения состояния Ракетного корпуса 2 определяются характеристики его поступательного движения и оси вращения, и вращательное движение корпуса определяется по результатам анализа данных, полученных при его сканировании. Модуль планирования системы воздействия газовой струей на основе этих данных разрабатывает план стабилизации движения этого фрагмента космического мусора. Такой план стабилизации содержит по меньшей мере одну расчетную точку на оси движения, перпендикулярной каждой из осей, вокруг которых вращается этот фрагмент. Поскольку Ракетный корпус 2 вращается вокруг всех трех осей, план стабилизации включает три расчетных точки. Модуль планирования также разрабатывает последовательность пусков микродвигателя для формирования последовательности газовых струй (султанов), которые будут ударять в расчетные точки, передавая силу этих газовых струй расчетным точкам, в результате чего будут создаваться вращающие моменты, направленные противоположно вращениям Ракетного корпуса 2. Планируется полная последовательность пусков микродвигателя для уменьшения до нуля вращательного движения Ракетного корпуса 2 по меньшей мере вокруг двух из трех осей вращения. Блок планирования определяет также продолжительность импульсов и величины действующей силы при каждом пуске микродвигателя. Сила, передаваемая каждой расчетной точке, является функцией силы действия каждой газовой струи (факела) и угла падения струи в расчетной точке. Поскольку Ракетный корпус 2 вращается, время и угол действия газовой струи в каждой расчетной точке изменяются в зависимости от скорости вращения корпуса. Модуль планирования также разрабатывает план для системы управления, навигации и ориентирования для космического аппарата, осуществляющего стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, который обеспечивает противодействие силам, действующим на космический аппарат при выбросах газовых струй, так чтобы выдерживалась ориентация космического аппарата и его расстояние до Ракетного корпуса 2. Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, в соответствии с планом стабилизации выполняет свое позиционирование и ориентирование сопел системы воздействия газовой струей для нацеливания их на расчетные точки. Система воздействия газовыми струями формирует импульсы газовых струй (султанов), состоящих из продукта, истекающего в результате сгорания топлива и окислителя, находящихся на борту космического аппарата, осуществляющего стабилизацию фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями.
Эти импульсы направляют на выбранные расчетные точки на Ракетном корпусе 2. Импульсы направляются на расчетные точки в такие моменты времени, когда они перпендикулярны газовым струям, и газовые струи будут тангенциальны к окружности вращения. Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, использует свою систему управления, навигации и ориентирования для удерживания положения и ориентации путем противодействия силам, действующим на космический аппарат при выбросах газовых струй. В процессе выполнения космическим аппаратом, осуществляющим стабилизацию движения фрагментов космического мусора, плана воздействия на ракетный корпус газовыми струями (факелами) он контролирует с помощью датчиков ракетный корпус для определения того, что вращающий момент, создаваемый газовыми факелами, ударяющими в расчетные точки, снижает энергию вращения и движения ракетного корпуса в соответствии с планом. Модуль системы воздействия газовыми струями (факелами) обрабатывает данные, получаемые от датчиков, и использует информацию обратной связи для постоянного контроля и обновления плана стабилизации.
Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, продолжает выполнение плана стабилизации, отслеживая результаты воздействия на Ракетный корпус 2, обрабатывая информацию обратной связи и обновляя план стабилизации, пока вращательное движение корпуса вокруг выбранных осей вращения не снизится до нуля.
Как только космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, стабилизирует вращательное движение Ракетного корпуса 2 путем прекращения вращательного движения по меньшей мере вокруг двух из трех осей вращения, он приступает к захвату Ракетного корпуса 2 путем закрепления на реактивном сопле его главной двигательной установки. Космический аппарат осуществляет маневры для выхода в нужное положение по центральной оси реактивного сопла с достаточным расстоянием от ракетного корпуса. С помощью своих двигателей малой тяги, космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, медленно сокращает расстояние от Ракетного корпуса 2, оставаясь при этом на центральной оси реактивного сопла его двигателя. При этом при работе двигателей малой тяги космического аппарата учитывается оставшееся вращение Ракетного корпуса 2 вокруг двух осей, которое не было полностью прекращено в процессе стабилизации. Скорость сближения регулируется таким образом, чтобы при стыковке не был поврежден ни один из космических объектов, или не возникла сила реакции, которая могла бы привести к их разделению. Четыре коленчатые руки-манипуляторы с шарнирными концевыми исполнительными органами располагают таким образом, чтобы один концевой исполнительный орган находился за пределами конуса струи тягового двигателя, а другой -внутри этого конуса. После контакта концевые исполнительные органы задействуют для захвата Ракетного корпуса 2.
После завершения захвата космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, освобождает модуль возвращения на Землю и начинает движение для отделения от Ракетного корпуса 2. После того, как между космическим аппаратом и Ракетным корпусом 2 будет достаточное расстояние, включается модуль возвращения на Землю, создающий достаточную силу торможения Ракетного корпуса 2, который начнет терять высоту и войдет в плотные слои атмосферы.
Пример 3 - способ стабилизации неустойчивого фрагмента космического мусора и изменение орбиты стабилизированного фрагмента
На орбитах высотой от 600 км до 2000 км находится несколько сотен неработающих космических аппаратов и корпусов ракет, создающих опасность столкновений, которая будет повышаться по мере увеличения плотности космического мусора на низких околоземных орбитах (600 км). Для снижения вероятности столкновений принимается решение по захвату и возвращению на землю каждый год по несколько таких космических аппаратов и корпусов ракет. После анализа неработающих космических аппаратов и корпусов ракет в указанном диапазоне высот определяется, что Космический корабль 1 представляет большую опасность столкновений и поэтому он должен иметь высокий приоритет для изменения его орбиты. Также определяется, что высота и ориентация Космического корабля 1 неустойчивы, причем характеристики вращения вокруг трех осей связаны между собой, так что вращательное движение представляет собой случайный процесс. Движение Космического корабля 1 необходимо стабилизировать и затем захватить его для возвращения на Землю. Для стабилизации движения Космического корабля 1 используется воздействие на него газовыми струями. Затем космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, выполняет изменение орбиты Космического корабля 1 для возвращения его на Землю.
Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию путем воздействия газовыми струями, выполняет сближение с Космическим кораблем 1. Это сближение осуществляется с использованием главной двигательной установки, которая обеспечивает перемещение космического аппарата с его исходной орбиты на орбиту Космического аппарата 1. Когда космический аппарат, осуществляющий стабилизацию путем воздействия газовыми струями, начинает сближение с Космическим кораблем 1, бортовые датчики космического аппарата осуществляют слежение за Космическим кораблем 1 для определения его размеров. Вращающийся Космический корабль 1 занимает сферический объем пространства вокруг центра масс, так называемую "запретную зону". Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию путем воздействия газовыми струями, остается за пределами "запретной зоны" путем выдерживания расстояния от центра масс, которое по меньшей мере больше радиуса сферического пространства, которое Космический корабль 1 занимает при вращении вокруг своего центра масс.
Космический аппарат маневрирует вокруг Космического корабля 1 и выполняет его сканирование для определения целостности конструкции и формирования трехмерной модели Космического корабля 1. Информация, полученная в результате сканирования Космического корабля 1 бортовыми датчиками космического аппарата, используется в качестве входных данных для модуля планирования системы воздействия газовыми струями, обеспечивающего разработку плана стабилизации, при выполнении которого не будет превышен предел прочности Космического корабля 1, определяемый его внешними устройствами, такими как антенны и солнечные батареи, или другие ограничения, которые определяются в процессе сканирования.
После определения состояния Космического корабля 1 определяются характеристики его поступательного движения и оси вращения, и вращательное движение корабля определяется по результатам анализа данных, полученных при его сканировании. Модуль планирования системы воздействия газовыми струями на основе этих данных разрабатывает план стабилизации движения этого фрагмента космического мусора. Такой план стабилизации содержит по меньшей мере одну расчетную точку на оси движения, перпендикулярной каждой из осей, вокруг которых вращается этот фрагмент. Поскольку Космический корабль 1 вращается вокруг всех трех осей, план стабилизации включает три расчетных точки. Модуль планирования также разрабатывает последовательность пусков микродвигателя для формирования последовательности газовых струй (султанов), которые будут ударять в расчетные точки, передавая силу этих газовых струй расчетным точкам, в результате чего будут создаваться вращающие моменты, направленные противоположно вращениям Космического корабля 1. Планируется полная последовательность пусков микродвигателя для уменьшения до нуля (или практически до нуля) вращательного движения Космического корабля 1 по меньшей мере вокруг двух из трех осей вращения. Блок планирования определяет также продолжительность импульсов и величины действующей силы при каждом пуске микродвигателя. Сила, передаваемая каждой расчетной точке, является функцией силы действия каждой газовой струи (факела) и угла падения струи в расчетной точке. Поскольку Космический корабль 1 вращается, время и угол действия газовой струи в каждой расчетной точке изменяются в зависимости от скорости вращения корабля. Модуль планирования также разрабатывает план для системы управления, навигации и ориентирования космического аппарата, осуществляющего стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия газовыми струями, который обеспечивает противодействие силам, действующим на космический аппарат при выбросах газовых струй, так чтобы выдерживалась ориентация космического аппарата и его расстояние до Космического корабля 1. Кроме того, поскольку космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора, будет использовать систему стабилизации с помощью газовых струй для изменения орбиты Космического корабля 1, то разрабатывается такой план стабилизации, при котором этот корабль после стабилизации ориентируется таким образом, чтобы структурный элемент (в данном случае реактивное сопло главной двигательной установки), который направлен по вектору скорости корабля, был на передней стороне корабля.
Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, в соответствии с планом стабилизации выполняет свое позиционирование и ориентирование сопел системы воздействия газовыми струями для нацеливания их на расчетные точки. Система воздействия газовыми струями формирует импульсы пневматических струй (газовых факелов), состоящих из продукта, истекающего в результате сгорания топлива и окислителя, находящихся на борту космического аппарата, осуществляющего стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями.
Эти импульсы направляют на выбранные расчетные точки на Космическом корабле 1. Импульсы направляются на расчетные точки в такие моменты времени, когда они будут перпендикулярны пневматическим струям (газовым факелам), и пневматические струи (газовые факелы) будут тангенциальны к окружности вращения. Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем пневматического воздействия на них газовыми струями, использует свою систему управления, навигации и ориентирования для удерживания своего положения и ориентации путем противодействия силам, действующим на космический аппарат при выбросах газовых струй.
В процессе выполнения космическим аппаратом, осуществляющим стабилизацию движения фрагментов космического мусора, плана воздействия на ракетный корпус газовыми струями (факелами) он контролирует с помощью датчиков ракетный корпус для определения того, что вращающий момент, создаваемый газовыми факелами, ударяющими в расчетные точки, снижает энергию вращения и движения ракетного корпуса в соответствии с планом. Модуль системы пневматического воздействия (факелами) обрабатывает данные, получаемые от датчиков, и использует информацию обратной связи для постоянного контроля и обновления плана стабилизации.
Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, продолжает выполнение плана стабилизации, отслеживая результаты воздействия на Космический корабль 1, обрабатывая информацию обратной связи и обновляя план стабилизации, пока вращательное движение корпуса вокруг выбранных осей вращения не снизится до нуля.
План стабилизации выполняется таким образом, чтобы реактивное сопло главной двигательной установки Космического корабля 1 было направлено по вектору скорости этого корабля. Реактивное сопло главной двигательной системы является расчетной точкой, которую космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора, использует для воздействия газовой струей в направлении, противоположном направлению вектора скорости Космического корабля 1, с такой силой, чтобы уменьшить величину вектора скорости, в результате чего этот корабль будет возвращен на Землю.
Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, осуществляет маневры для совмещения с вектором скорости Космического корабля 1. Используя двигатели малой тяги, космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, включает подачу непрерывной газовой струи (факела) в реактивное сопло главной двигательной системы Космического корабля 1. Газовая струя выключается, как только скорость Космического корабля 1 снизится в достаточной степени, чтобы обеспечивалось возвращение корабля на Землю. При работе двигателей малой тяги космического аппарата, осуществляющего стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, он использует свои внутренние системы GNC и RCS для удерживания своего положения относительно Космического корабля 1. После того, как орбитальные параметры Космического корабля 1 изменятся в достаточной степени, чтобы обеспечивалось его возвращение на Землю, внутренние системы GNC и RCS космического аппарата, осуществляющего стабилизацию движения фрагментов космического мусора путем воздействия на них газовыми струями, используются для его стабилизации, чтобы он не возвратился на Землю вместе с Космическим кораблем 1.
Пример 4 - способ стабилизации движения неустойчивого фрагмента космического мусора с помощью электромагнитных полей
На орбитах высотой от 600 км до 2000 км находится несколько сотен космических аппаратов и неработающих корпусов ракет, создающих опасность столкновений, которая будет повышаться по мере увеличения плотности космического мусора на низких околоземных орбитах (600 км). Для снижения вероятности столкновений принимается решение по захвату и возвращению на землю каждый год по несколько таких космических аппаратов и корпусов ракет. После анализа неработающих космических аппаратов и корпусов ракет в указанном диапазоне высот определяется, что Ракетный корпус 3 представляет большую опасность столкновений и поэтому он должен иметь высокий приоритет для возвращения на Землю. Также определяется, что высота и ориентация Ракетного корпуса 3 неустойчивы, причем характеристики вращения вокруг трех осей связаны между собой, так что вращательное движение представляет собой случайный процесс. Движение ракетного корпуса 3 необходимо стабилизировать и затем захватить для возвращения на Землю. Стабилизацию движения Ракетного корпуса 3 осуществляет космический аппарат по стабилизации фрагментов космического мусора с помощью электромагнитного поля. Затем космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора, захватывает Ракетный корпус 3 и прикрепляет механическое устройство для его возвращения на Землю.
Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора, выполняет сближение с Ракетным корпусом 3. Это сближение осуществляется с использованием главной двигательной установки, которая обеспечивает перемещение космического аппарата с его исходной орбиты на орбиту Ракетного корпуса 3. Когда космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора, начинает сближение с Ракетным корпусом 3, бортовые датчики космического аппарата осуществляют слежение за Ракетным корпусом 3 для определения его размеров. Вращающийся Ракетный корпус 1 занимает сферический объем пространства вокруг центра масс, так называемую "запретную зону". Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора, остается за пределами "запретной зоны" путем выдерживания расстояния от центра масс, которое по меньшей мере больше радиуса сферического пространства, которое Ракетный корпус 3 занимает при вращении вокруг своего центра масс.
Космический аппарат маневрирует вокруг Ракетного корпуса 3 и выполняет его сканирование для определения целостности конструкции, ее достаточности для осуществления стабилизации с помощью электромагнитного поля и достаточности проводящего материала для обеспечения такой стабилизации, а также путем анализа данных, полученных при обследовании Ракетного корпуса 3, определяется его вращательное движение.
Космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора, занимает нужное положение относительно Ракетного корпуса 3 и ориентирует в его направлении свою антенну, так чтобы этот корпус вращался внутри электромагнитного поля, создаваемого космическим аппаратом.
Космический аппарат включает систему стабилизации движения фрагментов космического мусора с помощью электромагнитного поля, в результате чего возбуждается электромагнитное поле, охватывающее Ракетный корпус 3, и генерируются электрические токи (вихревые токи) на поверхности или внутри проводящего материала, являющегося частью этого корпуса. В процессе вращения Ракетного корпуса 3 внутри электромагнитного поля, создаваемого космическим аппаратом, осуществляющим стабилизацию движения фрагментов космического мусора, электрические токи (вихревые токи) на поверхности или внутри проводящего материала, являющегося частью Ракетного корпуса 3, взаимодействуют с естественными магнитными полями Земли. Силы, возникающие в результате этого взаимодействия, стремятся выровнять электрические токи (вихревые токи) на поверхности или внутри проводящего материала, являющегося частью Ракетного корпуса 3, с естественными магнитными полями Земли. По мере того как вращение Ракетного корпуса 3 начинает тормозиться силами, возникающими в результате взаимодействия между указанными вихревыми токами и естественными магнитными полями Земли, эти токи будут постепенно уменьшаться. В конце концов, скорости вращения Ракетного корпуса 3 по меньшей мере вокруг двух из трех осей снижаются до нуля (или практически до нуля) и этот движение корпуса стабилизируется.
Как только космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора, стабилизирует вращательное движение Ракетного корпуса 3 путем прекращения вращательного движения по меньшей мере вокруг двух из трех осей вращения, он приступает к захвату Ракетного корпуса 3 путем механической фиксации на реактивном сопле его главной двигательной установки. Космический аппарат осуществляет маневры для выхода в нужное положение по центральной оси реактивного сопла, с достаточным расстоянием от ракетного корпуса. С помощью своих двигателей малой тяги, космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора, медленно сокращает расстояние до Ракетного корпуса 3, оставаясь при этом на центральной оси реактивного сопла его двигателя. При этом при работе двигателей малой тяги космического аппарата учитывается остающееся вращение Ракетного корпуса 3 вокруг двух осей, которое не было полностью прекращено в процессе стабилизации. Скорость сближения регулируется таким образом, чтобы при стыковке не был поврежден ни один из космических объектов, или не возникла сила реакции, которая могла бы привести к их разделению. Четыре коленчатые руки-манипуляторы с шарнирными концевыми исполнительными органами располагают таким образом, чтобы один концевой исполнительный орган находился за пределами конуса струи тягового двигателя, а другой - внутри этого конуса. После контакта концевые исполнительные органы задействуют для захвата Ракетного корпуса 3.
После завершения захвата космический аппарат, осуществляющий стабилизацию движения фрагментов космического мусора, освобождает модуль возвращения на Землю и начинает движение для отделения от Ракетного корпуса 3. После того, как между космическим аппаратом и Ракетным корпусом 3 будет достаточное расстояние, включается модуль возвращения на Землю, создающий достаточную силу торможения Ракетного корпуса 3, который начнет терять высоту и войдет в плотные слои атмосферы.
Пример 5 - испытания и проверки с использованием компьютерного моделирования
Перед тем как изготовить действующую систему проводятся испытания и проверка работы космического аппарата, осуществляющего стабилизацию движения фрагментов космического мусора с помощью газовых струй, с использованием компьютерного моделирования. Средства компьютерного моделирования могут также использоваться как часть процесса планирования реальных задач в космосе, для проверки плана стабилизации до его осуществления в реальной обстановке и подтверждения того, что ожидаемый результат процесса воздействия газовыми струями будет соответствовать моделируемому плану.
Для компьютерного моделирования потребуется разработать виртуальную модель космического аппарата стабилизации движения фрагментов космического мусора с помощью газовых струй, алгоритмы силового воздействия на неустойчивые фрагменты, виртуальную модель неустойчивого фрагмента космического мусора (включая характеристики вращательного движения и орбитальные параметры), а также модель среды космического пространства (включая силы тяжести и другие внешние силы и давления, которые действуют на неустойчивый фрагмент и космический аппарат).
Компьютерное моделирование используется для испытаний и проверки работоспособности всей системы и ее отдельных подсистем, моделирования движения неустойчивых фрагментов космического мусора, результатов воздействия создаваемых сил на такие фрагменты и всех фаз выполнения задачи.
Пример 6 - испытания и проверки с использованием физического моделирования
Испытания и проверка работы космического аппарата, осуществляющего стабилизацию движения фрагментов космического мусора с помощью газовых струй, выполняются с использованием физических моделей (или реального оборудования) для проверки результатов компьютерного (или виртуального) моделирования. Испытания на физических моделях проводятся на наземных стендах. Такие испытания могут быть плоскостными или трехмерными.
Плоскостные испытания на физических моделях проводятся на больших опорных плоскостях типа "воздушная подушка", имеющихся в NASA. Такая опорная поверхность позволяет обеспечить практически нулевое сопротивление движению объекта в двух измерениях (по осям x и y декартовой системы координат), причем физические модели неустойчивого фрагмента космического мусора и космического аппарата, осуществляющего стабилизацию фрагментов с помощью газовых струй, устанавливаются на опорных площадках, которые подвешиваются на тонкой воздушной подушке, создаваемой испытательным стендом. С помощью такой системы проводятся испытания и проверки работы системы в двух измерениях и обеспечиваются движения по углам тангажа, крена и рысканья. После проверки работы системы в двух измерениях полученные результаты используются в математическом моделировании процесса в трехмерном пространстве.
Трехмерные испытания на реальном оборудовании (или на физических моделях) осуществляется аналогично плоскостным испытаниям с использованием дополнительного козлового крана с механической рукой-манипулятором, в результате чего можно в динамике имитировать движение относительно неподвижных объектов на земле или относительно подвижных объектов на воздушной подушке. В этом случае можно воспроизводить 8 степеней свободы, включая движение крана, крановой тележки, поворотного шарнира, плечевого шарнира, удлинителя, а также движения по углам тангажа, крена и рысканья, в результате чего обеспечивается возможность полных испытаний и отработки предложенного способа стабилизации движения неустойчивого фрагмента космического мусора.
| название | год | авторы | номер документа |
|---|---|---|---|
| Способ управления сервисным космическим аппаратом при бесконтактном удалении фрагментов космического мусора | 2019 |
|
RU2720606C1 |
| Способ стабилизации углового движения некооперируемого объекта при бесконтактной транспортировке | 2018 |
|
RU2684022C1 |
| СПОСОБ УВЕЛИЧЕНИЯ СРОКОВ АКТИВНОГО СУЩЕСТВОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ | 1996 |
|
RU2166464C2 |
| КОСМИЧЕСКИЙ МУСОРОСБОРЩИК | 2021 |
|
RU2772496C1 |
| Способ перемещения объектов космического мусора с постепенным использованием его вещества космическим аппаратом, оснащенным лазерной двигательной установкой | 2017 |
|
RU2679938C1 |
| Способ синхронизации угловой скорости вращения активного космического аппарата с пассивным космическим аппаратом при выполнении операции обслуживания | 2017 |
|
RU2750077C2 |
| УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПЕРЕМЕЩЕНИЯ ИЛИ ВОЗВРАТА ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ | 2012 |
|
RU2600971C2 |
| КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ ДЛЯ УБОРКИ КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА | 2019 |
|
RU2703056C1 |
| СПОСОБ УДАЛЕНИЯ С ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЫ НЕФУНКЦИОНИРУЮЩЕГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА | 2014 |
|
RU2559392C1 |
| СПОСОБ УДАРНОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ НА ОПАСНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ ОБЪЕКТЫ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ | 2012 |
|
RU2504503C2 |
Группа изобретений относится к управлению движением космических объектов, в частности стабилизации относительного (вокруг собственного центра масс) движения фрагментов космического мусора. Способ стабилизации движения указанных фрагментов включает приложение силы к фрагменту в его расчетных точках. Силу создают пневматическим воздействием на фрагмент газового факела, генерируемого с борта находящегося рядом спутника. Факел может создаваться устройствами типа реактивных двигателей разного рода. При этом возможно одновременное изменение орбиты фрагмента космического мусора. 2 н. и 13 з.п. ф-лы. 8 ил.
1. Способ стабилизации движения неустойчивого фрагмента космического мусора, включающий приложение силы к неустойчивому фрагменту космического мусора в находящихся на нем расчетных точках, в результате чего движение фрагмента стабилизируется,
причем силу создают пневматическим воздействием на неустойчивый фрагмент космического мусора с помощью газового факела, прикладываемого с находящегося рядом спутника, и
эта сила достаточна для создания вращающего момента, действующего на неустойчивый фрагмент космического мусора, который будет уменьшать момент вращения вокруг одной или более осей вращения этого фрагмента.
2. Способ стабилизации движения неустойчивого фрагмента космического мусора, включающий приложение силы по меньшей мере к первой и второй расчетным точкам на неустойчивом фрагменте космического мусора, причем первая и вторая расчетные точки находятся на взаимно ортогональных осях, пересекающихся в центре масс фрагмента, или возле них, в результате чего движение фрагмента стабилизируется,
причем силу создают пневматическим воздействием на неустойчивый фрагмент космического мусора с помощью газового факела, прикладываемого с находящегося рядом спутника, и
эта сила достаточна для создания вращающего момента, действующего на неустойчивый фрагмент космического мусора, который уменьшает момент вращения вокруг одной или более осей вращения этого фрагмента.
3. Способ по п.1 или 2, в котором величина силы, прикладываемой к неустойчивому фрагменту космического мусора, определяется движением этого фрагмента, вектором состояния его центра масс, взаимно ортогональными осями его вращения, моментами его инерции, моментом его вращения, расчетными точками на нем или любым сочетанием указанных характеристик.
4. Способ по п.1 или 2, в котором величина прикладываемой силы не повреждает фрагмент в расчетных точках.
5. Способ по п.1 или 2, в котором расчетные точки расположены на каждой из трех взаимно ортогональных осей вращения, пересекающихся в центре масс, или возле них.
6. Способ по п.1 или 2, в котором
a) каждая расчетная точка расположена на каждой из трех взаимно ортогональных осей вращения, пересекающихся в центре масс, или возле них, и
b) фрагмент в этих точках имеет достаточную жесткость конструкции для поглощения силы без повреждения конструкции.
7. Способ по п.1 или 2, в котором расчетные точки на неустойчивом фрагмент космического мусора определяются центром масс, направлением и величиной вектора скорости центра масс, моментами инерции и моментом вращения вокруг взаимно ортогональных осей вращения корпуса неустойчивого фрагмента космического мусора или любым сочетанием указанных характеристик.
8. Способ по п.1 или 2, в котором количество импульсов газового факела, необходимых для стабилизации по одной из трех взаимно ортогональных осей вращения, пересекающихся в центре масс, не зависит от количества импульсов газа, необходимых для стабилизации двух других осей вращения.
9. Способ по п.1 или 2, в котором газовый факел содержит газ, выбранный из ряда: азот, ксенон, аргон, неон, либо истекающего с высокой скоростью продукта химического горения окислителя и ракетного топлива, либо истекающего с высокой скоростью продукта экзотермического химического разложения однокомпонентного ракетного топлива на катализаторе: водорода, гелия или сочетания указанных газов.
10. Способ по п.1 или 2, в котором газовый факел выпускают из сопла, которое выбирают из ряда: расширяющееся сопло, суживающееся сопло, сопло постоянного сечения.
11. Способ по п.1 или 2, в котором газовый факел выпускают из сопла, находящегося рядом по меньшей мере с одной расчетной точкой.
12. Способ по п.1 или 2, в котором газовый факел выпускают из сопла, находящегося рядом с одной из осей вращения неустойчивого фрагмента космического мусора.
13. Способ по п.1 или 2, в котором газовый факел выпускают из сопла, расположенного на механической развертываемой руке-манипуляторе.
14. Способ по п.1 или 2, дополнительно включающий захват стабилизированного фрагмента космического мусора.
15. Способ по п.1, дополнительно включающий изменение орбитальных параметров стабилизированного фрагмента космического мусора.
| US 20070285304 A1, 13.12.2007 | |||
| US 6655637 B1, 02.12.2003 | |||
| US 5153407 A1, 06.10.1992 | |||
| Пневматическое устройство для ориентации деталей при сборке | 1972 |
|
SU462694A1 |
| ИЗОТОПНЫЙ ТЕРМОЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ ГЕНЕРАТОР | 0 |
|
SU194901A1 |
