СПОСОБ ПРОВЕДЕНИЯ ЛЁТНО-КОНСТРУКТОРСКИХ ИСПЫТАНИЙ АВТОНОМНОГО СТЫКОВОЧНОГО МОДУЛЯ ДЛЯ ОЧИСТКИ ОРБИТ ОТ КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для проведения летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) автономного стыковочного модуля (АСМ) космической системы по очистке орбит от космического мусора типа отработанных ступеней ракет-носителей (РН).

Известен способ и устройство по пат. РФ №2462399 от 27.09.2012 «Способ увода космического мусора с орбит полезных нагрузок на основе использования отделившейся части разгонного блока РН и устройство для его реализации», в котором с помощью отделяемого отделяющейся части ракетоносителя ОЧ РН или РБ малоразмерного космического буксира (МКБ), связанного механической связью с ОЧ РН или РБ тросом, осуществляют стыковку МКБ с космическим мусором, после чего прилагают тормозной импульс к ОЧ ступени РН или РБ на основе использования невыработанных запасов жидкого топлива для увода связки «ОЧ ступени РН, РБ - трос - МКБ - космический мусор» на орбиту утилизации. Устройство для увода космического мусора содержит ОЧ ступени РН, РБ с ракетной двигательной установкой, тросовую систему с управляемым приводом тросового барабана, жестко связанную с ОЧ ступени РН или РБ, МКБ с аппаратурой обнаружения космического мусора и самонаведения, устройство стыковки. Достигается возможность увода космического мусора, находящегося на орбитах с близкими параметрами к орбитам.

Наиболее близкий к предлагаемому решению является способ очистки орбит от крупногабаритного космического мусора по пат. РФ №2531679 от 27.10.2014 г., основанный на выведении космического аппарата-буксира (КАБ) и ACM в области орбит, предназначенных для их очистки от объектов космического мусора, последовательных маневров дальнего и ближнего наведения для стыковки и захвата объектов и их спуск на орбиты утилизации, выбор последовательности объектов, из имеющихся на орбитах для их спуска на орбиты утилизации, осуществлении путем последовательного сравнения значения критерия для каждой предполагаемой к спуску мишени, например, вероятности столкновения объектов с другими космическими объектами, а компенсацию накопленных ошибок параметров движения КАБ при предыдущих маневрах, а также системы целеуказания распределяют между корректирующими импульсами КАБ на этапе дальнего наведения и АСМ на участке самонаведения из условия обеспечения относительных параметров движения КАБ и объекта на начало этапа самонаведения АСМ, соответствующих вероятности стыковки и захвата объекта не ниже заданной.

Прямое использование этого технического решения для проведения ЛКИ элементов космической системы, например, АСМ по очистке орбит от космического мусора (далее мишени) связано с рядом недостатков, прежде всего:

а) выбор последовательности мишеней для их спуска с орбиты, а при проведении ЛКИ речь идет, как правило, об одной мишени, особенно на первых этапах создания такой системы;

б) выбор критерия для каждой предполагаемой к спуску мишени, например, из условия вероятности столкновения, что не ставится в качестве задач при проведении ЛКИ, конечно, это важно и желательно, но целями ЛКИ является отработка технических решений по АСМ, отработки схем и устройств захвата мишени, схем взаимодействия с КАБ, далее разгонный блок (РБ) и т.д.

в) ЛКИ отдельных элементов перспективных космических систем проводятся, как правило, с минимальными затратами средств, в частности, при использовании попутных пусков РН для выведения целевых полезных нагрузок (КА_пн) на конкретные орбиты.

С другой стороны, использование попутных пусков РН для проведения ЛКИ для АСМ с одновременным выведения КА_пн на конкретные орбиты приводит к следующей технической проблеме - выбору возможной мишени из находящихся на орбитах в близости к орбите КА_пн при удовлетворении следующих ограничений:

а) составная полезная нагрузка (РБ + КА_пн + АСМ) должна обеспечиваться энергетическими возможностями РН, РБ для:

- выведения КА_пн на орбиту полезной нагрузки,

- маневров дальнего наведения на мишень связки (РБ + АСМ) с помощью остаточной энергетики РБ;

- создание связки (РБ + АСМ + мишень) с помощью АСМ и остаточной энергетики РБ;

- маневр по спуску связки (РБ + АСМ + мишень) в заданный район падения на поверхности Земли с помощью остаточной энергетики РБ;

б) время активного функционирования Т_ф существующих РБ на орбите ограничено из-за емкости электрических батарей, следовательно, время на проведение всех событий Т_Σ, включающее в себя:

- выведение КА_пн на орбиту Т_выв,

- маневры дальнего Т_дн, ближнего наведения на мишень Т_бн,

- стыковка с мишенью и торможение вращения связки (АСМ + мишень) и формирование связки (РБ + АСМ + мишень) Т_ст,

- маневр по спуску связки (РБ + АСМ + мишень) Т_сп,

не должно превышать Т_ф.

Это ограничение по времени функционирования штатных РБ, возможных для использования при ЖИ, приводит к резкому сокращению областей орбит полезных нагрузок, масс полезных нагрузок КА_пн и мишеней.

Для проведения ЛКИ используются существующие средства выведения (РН, РБ), с заданными тактико-техническими характеристиками, а создаваемый АСМ имеет проектные параметры, например, длительность активного пребывания на орбите может составлять несколько суток (по типу космических аппаратов с длительными сроками активного существования).

Цель предлагаемого технического решения заключается в устранении указанных недостатков, за счет того, что в известном техническом решении по способу очистки орбит от объектов космического мусора, основанном на выборе мишени из имеющихся на орбитах для их увода на орбиты утилизации, выведении с помощью ракеты-носителя, разгонного блока (РБ) и АСМ в область орбиты, предназначенной для очистки от объектов космического мусора (мишеней), маневров дальнего и ближнего наведения для стыковки и захвата мишени, увод на орбиту утилизации, вводят дополнительные действия:

1) ЛКИ проводят при попутном пуске ракеты-носителя для выведения полезной нагрузки КА_пн на заданную орбиту,

2) при этом выбор полезной нагрузки КА_пн и ее орбиты, мишени и ее орбиты, осуществляют из условия обеспечения возможности реализации маневров дальнего, ближнего наведения на мишень связки (РБ + АСМ) с помощью РБ после отделения КА_пн, стыковки, маневр по спуску связки (РБ + АСМ + мишень) в заданный район падения на поверхности Земли с помощью РБ,

3) а время на реализации всех событий не должно превышать времени активного функционирования РБ.

Обоснование возможности реализуемости предлагаемого технического решения.

Под выбором КА_пн подразумеваются выбор орбиты, на какую он будет выводится с помощью РН, его масса и габариты, под выбором мишени подразумевается выбор технических характеристик мишени (масса ступени), параметры орбиты, угловые скорости вращения ступени относительно центра масс.

Под временем реализации всех событий подразумевается интервал времени от старта РН до завершения отработки импульса маневра РБ при переходе на орбиту утилизации.

В задачи ЛКИ входят:

- отработка системы стыковки различных типов, например, система штырь-конус, робот-рука и т.д.;

- механизмы разворачивания и сворачивания троса при наличии тросовой системы;

- узлы системы стыковки и захвата;

- торможение вращения ступени с помощью АСМ;

- двигательная установка АСМ и т.д.

На фиг. 1 приведена комплектация составной полезной нагрузки в головном блоке, в том числе: 1 - РБ; 2 - АСМ; 3 - КА_пн.

На фиг. 2 показано РБ 1, АСМ 2, мишень 4 и трос 5, соединяющий АСМ с РБ на всех этапах их относительного движения. В качестве примера одной из возможных схем стыковки приведена тросовая система, используемая в патенте-аналоге №2462399.

На фиг. 3 приведена схема последовательности выведения КА_пн и проведения ЛКИ, в том числе: 6 - отделение КА_пн; 7 - маневр дальнего наведения связки (РБ + АСМ) за счет энергетики РБ: 8 - отделение АСМ от РБ на тросе за счет энергетики АСМ; 9 - маневр ближнего наведения АСМ на мишень за счет энергетики АСМ; 10 - захват мишени с помощью АСМ; торможение вращения связки (АСМ + мишень) за счет энергетики АСМ; 11 - стыковка связки (АСМ + мишень) с РБ с помощью энергетики РБ, АСМ, тросовой системы и маневр связки (РБ + АСМ + мишень) на орбиту утилизации за счет энергетики РБ.

При планировании проведения ЛКИ осуществляют следующие действия, направленные на выбор РН, РБ, КА_пн, мишени:

- выбирают КА_пн (масса и габариты) и, соответственно, орбиту, на которую он выводится, с помощью конкретной РН, например, «Союз-2.1в» с разгонным блоком «Волга»;

- оценивают возможность размещения составной полезной нагрузки (РБ + АСМ + КА_пн) под штатным обтекателем РН и в случае его размещения, осуществляют следующий шаг;

- оценивают энергетические запасы в РБ после выведения КА_пн на заданную орбиту для совершения маневра дальнего наведения связки (РБ + АСМ) на ближайшую мишень и маневр спуска с орбиты связки (РБ + АСМ + мишень) на орбиту утилизации и, в случае достаточности энергетики осуществляют следующий шаг;

- оценивают необходимые запасы энергетики на АСМ для реализации этапа ближнего наведения, торможения связки (АСМ + мишень);

- оценивают общее время на реализацию всех событий Т_Σ и сравнивают его с временем активного существования РБ и, в случае Т_Σ<Т_ф, осуществляют проведение ЛКИ АСМ в выбранном составе РН, РБ, КА_пн, мишени.

В том случае, если не выполняются условия на каком-либо шаге, то выбирают другой целевой запуск РН с целевой полезной нагрузкой КА_пн (масса и орбита), другим РБ, выбирают другую мишень для проведения ЛКИ.

Таким образом, необходимо определить возможную по массе и параметрам орбиту полезной нагрузки КА_пн, тип РН, РБ, возможную мишень для проведения ЛКИ (с минимальной скоростью вращения, параметрами орбиты, массоцентровочными характеристиками, точностью прогноза координат и скоростей центра масс и вокруг центра масс), возможные параметры АСМ.

Использование предлагаемого технического решения позволяет существенно снижать затраты при проведении ЛКИ перспективных образцов ракетно-космических систем.