Способ увеличения сроков активного существования космических аппаратов

 

Изобретение может быть использовано в космических объектах различного назначения. Запитанный энергией солнечных батарей датчик радиолокационного принципа действия, установленный на спутнике, ориентируют вне Земли. Излучают датчиком в пространство электромагнитные волны, принимают отраженные сигналы от внешних тел и сортируют внешние тела, в качестве критериев сортировки используя расчетные точку встречи и уровень кинетической энергии соударения спутника и внешнего тела, в случае их взаимодействия друг с другом. После приема датчиком отраженных электромагнитных волн от особо опасного тела перемещают спутник на безопасную орбиту. Изобретение позволяет защитить космические летательные аппараты от столкновений с внешними телами. 4 ил.

Изобретение относится к исследованиям и освоению космического пространства и может быть использовано в космических объектах различного назначения.

Известен способ увеличения сроков активного (САС) космических аппаратов, заключающийся в том, что образуют перед звездолетом облако из механических частиц, кинетически воздействуют облаком на встречное по курсу звездолета космическое тело и избегают с ним столкновения вследствие его разрушения и испарения частицами облака [1].

Способ упускает шанс (1 - P) невстречного столкновения звездолета и тела, где P - вероятность их лобового удара. Неизвестные астероиды, кометы и метеорные тела при полете к звезде Барнарда могут предвосхитить успешное завершение экспедиции проекта "Дедал". Полагая, что САС есть время от начала полета до рокового события обратим внимание на отношение полетного T_п и пролетного T_пр времен звездолета, явно большее 1 для этой экспедиции будущего при планируемой скорости звездолета 0,1 от скорости света - c. Следовательно, роковое событие действительно возможно на интервале полетного времени, т. к. (1-P) T_п > PT_пр, {0 ≅ P < 1} даже при значении P = 0,5, которое здесь, по-видимому, следует рассматривать как критическое, если способ не будет принят во внимание. Считая величины P, T_пр фиксированными и большими нуля, приходим к выводу: межзвездным экспедициям на интервале полетного времени выгодны скорости большие, чем 0,1 с, как уменьшающие этот интервал и вместе с ним возможность невстречного столкновения, что однако способно ограничиваться техническими характеристиками будущих двигательных установок, допустимыми величинами перегрузок по ускорению и другими причинами.

В околоземном космосе, где скорость полетов практически всегда останется много меньше указанной, а времена T_п и T_пр можно считать одной и той же величиной, например, в случаях исследований нашей планеты с помощью искусственных спутников Земли (ИСЗ) и других важных приложений этих технических средств, эффективность данного способа скорее всего не востребуется, что видно из простого преобразования показанного неравенства в следующее: (1 - P) > P, (0 ≅ P < 0,5}, т.е. вероятность лобового столкновения здесь уже не играет ведущей роли по сравнению с вышерассмотренным случаем.

Наиболее близким по техническому существу к предлагаемому является способ увеличения САС космических аппаратов, заключающийся в том, что устанавливают из ИСЗ инфракрасный (ИК) датчик факела ракет на фоне Земли, выводят ИСЗ с ИК датчиком при помощи тяги ракетных двигателей (ракетоносителя) на заданную орбиту, запитывают электроэнергией от солнечных батарей (СБ) повышенной мощности и ориентируют ИК датчик на Землю [2]. Спутник содержит в своем составе также другое инженерное обеспечение, необходимое для выполнения полетной задачи: телескоп, системы управления, связи с Землей, астрокоррекции, стабилизации орбиты, программно-математическое обеспечение и т.п.

Фотоэлементы СБ вместе с химическими источниками тока обеспечивают длительное электропитание бортовой аппаратуры ИСЗ, в т.ч. при решении задач предупреждения о ракетном нападении. Но, метеорная эрозия, как один из влияющих факторов космоса [3] , со временем разрушает оптически чувствительную поверхность этих элементов, чем уменьшает коэффициент их преобразования солнечной энергии в электрическую. Бортовой энергетический баланс постепенно нарушается и приборы вследствие прогрессирующей нехватки электроэнергии перестают нормально функционировать. САС спутников с обычными СБ на околоземных орбитах не превосходит 2-3 лет и зависит от отдаваемой мощности СБ. Чем она больше - тем выше САС, т.к. возникает резерв времени питания аппаратуры. Резерв повышается: применением лучших чем монокристаллический кремний или арсенид галлия полупроводниковых материалов (аморфный гидрогенизированный кремний); увеличением площади панелей, влияющем на весовое совершенство и вероятность пробоя СБ как большей метеорной мишени; за счет более полного использования солнечного спектра пленочными полупроводниковыми преобразователями последовательно нанесенными на подложку, т.е. получением большего КПД панели (освоена технология с геометрическими размерами (3,6-0,35 микрон и 20-ю слоями на кристалле при производстве процессоров P-5 и P-6 [4, 5, 6]).

Однако все эти серьезные технологические и производственные усилия по поводу резерва могут оказаться безуспешными вследствие случайного соударения панели с метеорными повышенных размеров или с остатками (фрагментами) обработавших в околоземном пространстве космических аппаратов, что угрожает не только работоспособности СБ, но и спутника в целом. Так, по данным [7, с. 69] в околоземном космосе на январь 1989 года (момент составления доклада КОСПАР) находилось приблизительно 7000 объектов искусственного происхождения размером более 20 см, 2000 объектов размером 10-20 см, 50000 объектов размером 1-10 см и миллиарды объектов до 1 см. Со временем вероятность такого исхода событий (за исключением специальных случаев, например, станции МИР-2) будет все более увеличиваться: чем больший расчетный САС имеет космический аппарат, тем более вероятно что этот срок в полете не будет полностью выработан. Имеет и военный аспект этой проблемы. Например, в 1959 году было проведено испытание противоспутникового оружия запуском с бомбардировщика В-47 ракеты для перехвата ИСЗ "Эксплорер-6"; известен проект "Сверкающие камешки" на базе малогабаритной ракеты с размером около 1 метра, которая может быть размещена как в космосе, так и на Земле [7, с. 53, 55].

Указанные способы не обеспечивают надежность (другими словами живучесть) космического аппарата при столкновении с внешними телами, двигающимися под разными углами к его траектории и обладающими при этом некоторым запасом кинетической энергии. При равных условиях такого столкновения энергия, как известно, увеличивается с возрастанием геометрических размеров тел, т.к. увеличивается их масса. Поэтому во всех случаях рассматриваемого взаимодействия тел, обладающих достаточной кинетической энергией, вполне реален выход космического аппарата из строя до истечения гарантированного времени работы, что крайне нежелательно из-за большой стоимости запуска и дороговизны подобных объектов, высокой сложности и трудоемкости их изготовления, и по причинам соперничества.

Задачей изобретения является сохранение живучести космических аппаратов от воздействия внешних тел.

Эта задача решается тем, что в известном способе активного существования космических аппаратов, принятом за прототип [2], заключающемся в том, что спутник с датчиком выводят при помощи тяги двигателей на заданную орбиту, запитывают электроэнергией от солнечных батарей и ориентируют датчик вне Земли сдвигом электромагнитных колебаний в решетках, по параметрам излучения-приема электромагнитных волн сортируют внешние тела, при этом, в качестве критериев сортировки используют расчетные точку встречи и энергию удара тел, а после приема отраженных электромагнитных волн от особоопасного внешнего тела перезапускают двигатели и перемещают спутник на безопасную орбиту.

Автор не знаком с аналогичными решениями указанной задачи изобретения в данной или близких областях техники. В связи с чем изложенную совокупность отличительных признаков считает существенной.

Способ увеличения сроков существования космических аппаратов поясняется фигурами 1, 2, 3 и 4.

На фигуре 1 представлена общая схема осуществления предложенного способа, где 1 - Земля; 2 - след плоскости заданной орбиты космического аппарата; 3 - возможная диаграмма направленности датчика информации, ориентированного на Землю; 4 - космический аппарат (проекция); 5 - область (объем) сканирования космического пространства радиолокационным датчиком внешних тел, ориентированным вне Земли; 6 - внешнее (метеорное) тело; 7 - след плоскости одной из возможных безопасных орбит космического аппарата; 8, 9 - проекции на плоскость чертежа векторов тяги перезапускаемых корректирующих двигателей космического аппарата.

На фигуре 2 приведена схема блока управления датчиков. Блок содержит последовательно соединенные генератор импульсов 10, элемент И-НЕ 12, инвертор 13 и второй коммутатор мощности 16, линию задержки 11, входом подключенную к выходу генератора импульсов 10, первый коммутатор мощности 15, входом соединенный с выходом элемента И-НЕ 12, и энергетическую 14, выход которой соединен с силовыми входами коммутаторов мощности 15, 16.

На фигуре 3 представлен рисунок к расчету в линейном приближении наличия точки встречи 17 космического аппарата 4 с телом 6 в плоскости заданной орбиты.

На фигуре 4 - временная диаграмма импульсов тяги 8, 9 повторно запускаемых корректирующих двигателей.

Способ заключается в следующем.

Устанавливают радиолокационный датчик внешних тел (РЛ датчик) и другое инженерное обеспечение на спутник 4, что осуществляют на предприятии-изготовителе или при общей сборке космического аппарата на космодроме, а также в космосе, если это предусмотрено соответствующими технологическими и монтажными операциями космического объекта (на фигурах РЛ датчик и операция установки не показаны).

Выводят спутник 4 с РЛ датчиком при помощи тяги ракетных двигателей (ракетоносителя) на заданную околоземную орбиту 2 (геостационарную, круговую, полярную и т.п.). Вывод аппаратов в космос (на фигурах ракетоноситель и ракетные двигатели не приводятся) может осуществляться и с промежуточной (опорной) орбиты. Космические аппараты, направляемые к другим планетам солнечной системы или звездам, выводят соответственно на другие заданные орбиты, например, для спутника Земли - Луны такой орбитой будет, в частности, селеноцентрическая. При выводе предусматривается релейное управление сигналами РЛ датчика двигателями ракеты через соответствующие системы.

На орбите космический объект запитывают от СБ и/или других долговременных источников энергоснабжения, например, ядерной энергетической установки, теплового двигателя, машинного преобразователя (на фигурах не показаны), составляющих его энергетическую установку (см. позицию 14 на фиг. 2) - ЭУ. РЛ датчик питают постоянно или по очереди с другим датчиком информации, например, ИК датчиком, если тот имеется в составе инженерного обеспечения спутника. Очередность питания обеспечивает полет ИСЗ в дежурном режиме (сканирование космического пространства на внешнюю опасность и поиск факела ракет на фоне Земли) в условиях его многозадачности. В процессе выведения на околоземную орбиту работа РЛ датчика предохраняет космический аппарат от ударов различных тел в нижних слоях атмосферы Земли.

Действие РЛ датчика основано на известных физических принципах радиолокации, перенесенных в безвоздушное пространство для определения внешних по отношению к космическому аппарату тел. Оно заключается в посылке (излучении) зондирующей электромагнитной волны субметровой (менее 1 м) длины в космическое пространство, приеме отраженной из него волны в виде преобразованного электрического сигнала и определении по параметрам этого сигнала характеристик неизвестной неоднородности пространства (внешнего тела 6 на фиг. 1, 3). Конструктивно датчик объединяет антенную(ые) систему(ы) соответствующего(их) типов(ов), приемопередающий тракт(ы) и электронное (оптическое) оборудование для измерения и регистрации отраженного сигнала. При решении задачи сортировки внешних тел по параметрам зарегистрированного сигнала в состав РЛ датчика дополнительно входит электронно-вычислительный блок (электронно-вычислительная машина - ЭВМ), обеспечивающий расчет в реальном масштабе времени точки встречи 17 (см. фиг.3) и уровня кинетической энергии соударения спутника 4 и тела 6.

Возможность использования попеременного питания датчиков объясняется тем, что их реакции на внешние события можно трактовать как поступление в течении некоторого промежутка времени логически постоянного сигнала, например, логической 1, который переключением питания датчиков как бы модулируется более высокочастотным заполнением без опасения принципиального искажения значения получаемой с них информации. Примерно так же поступают при передаче сообщений с помощью радио, когда передаваемые электромагнитными волнами на дальние расстояния низкочастотные звуковые колебания, преобразованные в электрические, модулируются высокочастотной несущей и восстанавливаются на приемной стороне с помощью демодулятора - амплитудного детектора огибающей. Качественная передача сообщений обеспечивается, если частоты модулирующего и модулируемого колебаний заметно различаются.

Тоже соблюдается для датчиков при симметричном и несимметричном переключении их питания со скважностью Q, рассчитываемой исходя из полетной задачи космического аппарата. Например, задача дежурного режима для дальности 200 км обнаружения тела 6 (см. фиг.1, 3), в частности, выполнима при Q = 2 и переключении питания датчиков с частотой около 375 Гц. При этом ошибка определения ИК датчиком местоположения баллистической ракеты на активном участке полета, найденная для максимальной скорости ракеты 7,9 км/с с учетом погрешности квантования по времени из-за питания датчиков, составит 22-25 м. Для детальных расчетов необходимо учитывать параметры датчиков как одно- или многоканальной системы, времена и способы преобразования информации, методы ее кодирования, хранения и передачи, возможности каналов связи, а также траекторию активного участка баллистической ракеты.

Несимметричное питание с Q < 2, но > 1 применяют преимущественно в случае возможности широконаправленного облучения пространства 5. Если его сканирование есть следствие стабилизации спутника 4 вращением вокруг собственной оси, например, с частотой 20-70 оборотов в минуту, то применяют РЛ датчик с остронаправленным излучением-приемом электромагнитных волн (1 < Q ≅ 2), синхронизируемым с пространственным положением диаграммы направленности его механически неподвижных антенн вне притягивающего тела 1. Вид такой диаграммы направленности сходен с показанным позицией 3 на фигуре 1, что при достигнутом уровне техники заметно увеличивает энергетический потенциал РЛ датчика (достигает 160 дб и более при полосе частот несколько мегагерц). Для Q ≥ 2 целесообразен дежурный режим. Отраженное излучение принимают в т.ч. многоканальными приемниками, например, на основе тех или иных типов базированных антенных решеток - ФАР [8]. ФАР позволяют надежно и быстро определять угловые координаты внешнего тела 6: угол α (см. фиг.3) и угол γ (на фигуре 1 находится между осью X и проекцией оси электромагнитного луча 4-6, которые в данном случае совпадают, и поэтому угол γ равен здесь 0). В широконаправленном облучателе представляют интерес мощные лазеры, в частности, на свободных электронах.

Организация питания РЛ и ИК датчиков по очереди поясняется на примере устройства (см. блок-схему на фиг.2). Оно работает следующим образом. С генератора импульсов 10 прямоугольные колебания определенной частоты поступают одновременно на вход линии задержки 11 и один из входов элемента 12 И-НЕ, на другом входе которого присутствует логическая 1. Поэтому прямоугольные колебания с генератора 10 проходит на выход элемента 12 И-НЕ с повернутой на 180 градусов фазой и, вследствие инвертирования элементом 13, на его выход - повернутые на 360 градусов. Так как выходы этих элементов связаны с управляющими входами первого 15 и второго 16 коммутаторов мощности, силовыми входами соединенными с выходом ЭУ 14, то с выходов коммутаторов питание на РЛ и ИК датчики поступает попеременно. Задержку включения коммутаторов компенсируют подачей во времяизмерительные цепи датчиков с линии задержки 12 аналогично запаздывающих синхроимпульсов Us. С первым сигналом обнаружения тела 6 логическая 1 на втором входе элемента 12 меняет свое значение на 0 (сигнал U_вт или U_во) и прохождение через него прямоугольных колебаний блокируется. На выходе элемента 12 устанавливается логическая 1, инвертор выдает логический 0. Следовательно первый коммутатор мощности 15 подаст на РЛ датчик постоянное питание U_рл, а второй коммутатор мощности 16 - прекратит питание ИК датчика, т. е. U_ик = 0. При переключении коммутаторов нужные характеристики питания датчиков настраивают регулировкой параметров генератора 10 (изменением частоты, скважности и длительности импульсов), например, управляя этим процессом с помощью бортовой ЭВМ.

Ориентацию РЛ датчика вне Земли (т.е. главный лепесток его диаграммы направленности наводится в сторону космического пространства) производят двумя способами, при этом фиксируется угловое положение электромагнитного луча 4-6 в системе координат космического аппарата и, при необходимости, относительно планеты 1. Первый способ приемлем, как уже отмечалось, если стабилизация спутника основана на его вращении вокруг собственной оси. Причем нужное угловое положение луча 4-6 (угол γ) выбирается излучением-приемом электромагнитной волны в необходимый момент времени. Так, если этот момент соответствует диаграмме направленности РЛ датчика как позиции 3 на фигуре 1, но внутри объема сканирования 5, частота вращения спутника - 60 об/мин и длительность цикла излучения-приема составляет 1 мс, то такое угловое положение диаграммы изменится за цикл примерно на 22 угловых минуты, что следует иметь ввиду при расчете координат точки встречи с телом 6. Преимущество второго способа ориентации состоит в том, что он практически не требует и не создает вращающего момента, затрудняющего управление движением космического аппарата, т. е. не возникает дополнительной потребности в тяге двигателей. Этот способ реализуется с помощью антенн на основе ФАР, в т.ч. выпуклого типа, путем фазового или временного сдвига электромагнитных колебаний в решетках. Таким образом, компенсируются угловые изменения положения и перемещения антенны датчика вследствие сложного движения космического аппарата по траектории. Например, за время того же цикла ИСЗ при скорости 8,2 км/с переместится по направлению движения на 8,2 м, что может сделать нереализуемым прием высоконаправленной зеркальной антенной ограниченных размеров, находящейся в заданном угловом положении относительно угла α, отраженной электромагнитной волны.

Выбор электромагнитной волны субсантиметровой длины (менее 1 см) позволяет получать РЛ датчиком в пространстве отраженные сигналы от внешних тел с миллиметровыми и превосходящими их размерами при спектральном коэффициенте отражения вещества тела большим нуля. В частности, для металлических тел, этот коэффициент в радиоволновом диапазоне практически равен 1. В инфракрасном диапазоне он уменьшается. Например, для длины волны 1000 нанометров у пленок алюминия, меди, никеля и серебра коэффициент соответственно равен: 0,9; 0,901; 0,725; 0,97. Кроме того, атмосфера Земли, как газовая оболочка известного состава (кислород, азот, аргон, углекислый газ и т.д.), обладает определенной прозрачностью для электромагнитных волн миллиметрового, инфракрасного и оптического диапазонов. Поэтому сканирование пространства 5, равного более половины объема сферы, радиусом которой является практическая величина дальности обнаружения РЛ датчика, на низких околоземных орбитах высотой 185-450 км над поверхностью ведут волнами этих диапазонов, преимущественно в указанной их последовательности, а на средневысотных орбитах и в дальнем космосе, где прозрачность улучшается и в последнем случае доходит до максимальной, - инфракрасного (оптического) и миллиметрового диапазонов. Для дальнего космоса пространство 5 увеличивается и может достигать полного объема этой сферы. Однако необходимо учитывать программу конкретного космического полета, например, при исследованиях Солнца РЛ датчик космического аппарата с какого-то момента времени ориентируют вне фона звезды с адаптацией чувствительности к электромагнитному излучению в заданной части спектра.

Использование более высокочастотных электромагнитных волн из названных ведет к более совершенной с точки зрения космической техники конструкции РЛ датчика, т. к. с уменьшением длины волны падают размеры и масса приемопередающей антенны, затраты энергии на вывод всей активной системы защиты от внешних тел в космос. (Под активной системой понимаются все компоненты инженерного обеспечения спутника, необходимые для решения задачи его уклонения от соударения с внешним телом.) С другой стороны инфракрасные волны по сравнению с оптическими имеют больший коэффициент практически для всех типов конструкционных материалов, что оказывается полезным при дистанционном определении вещества внешнего тела, а также при конкретном (конструкторском, технологическом) решении РЛ датчика в условиях ограниченной энергетики космических объектов. Также оправдана (морально и экономически) транспортировка активной системы с РЛ датчиком миллиметрового диапазона на орбиту в несколько приемов при защите долговременных орбитальных комплексов от соударения с внешними телами данным способом.

Одним из многообещающих вариантов приемоизлучающей антенны РЛ датчика на основе ФАР миллиметрового диапазона можно предложить освоенные в авиационно-космическом производстве трехслойные несущие конструкции с сотовым металлическим заполнителем (на фигурах не показано). Эти конструкции (в данных целях требуют доработки) достаточно зарекомендовали себя с точки зрения прочности и надежности [9] при малой массе. Сотовый заполнитель в такой конструкции наряду с прочностной функцией наделяется обязанностями по излучению - приему электромагнитных волн как полый волновод с открытым концом. Внешний слой конструкции, обращенный поверхностями второго порядка в сторону сот, выполняемый из высококачественных диэлектрических материалов, например, стеклопластика с фторопластовым связующим, играет роль фокусирующей линзы, создающей плоский фронт миллиметровых волн. Одновременно такая линза укорачивает длину (высоту) сотовой ячейки как рупора и многократно улучшает весовое совершенство антенны как строительного элемента оболочки космического аппарата. Второй слой конструкции металлический, т.к. помимо прочего решает проблему экранирования внутренних объемов космического аппарата от вредного действия электромагнитного излучения. Оценка внутреннего поперечного размера прямоугольной сотовой (вафельной) ячейки, если ее считать независимым элементом ФАР при диаграмме направленности 3 градуса и длине волны электромагнитного излучения 3 мм, приводит к величине 51 мм. Круговая диаграмма направленности конструируется из 120-ти и меньшего числа таких ячеек, которые вместе образуют законченный ярус периодической структуры ФАР. Число ярусов может быть достаточно велико и ограничивается, в частности, максимальным геометрическим размером оболочки космического аппарата. Указанные ячейки могут рассматриваться и как крайний вариант ФАР на базе щелевых приемопередающих структур.

Эффективным решением РЛ датчика в инфракрасном участке электромагнитного спектра, например, в диапазоне 720-1400 нанометров следует считать использование фотоэлементов СБ (полупроводниковых диодов или транзисторов в диодном включении) с возможностью излучения зондирующей волны. Для этого фотоэлементы в панели СБ дополняют излучающими полупроводниковыми на основе соединений арсенида-галлия-алюминия, галлия-алюминия-мышьяка и др. Дополнение (т.е. речь идет еще об одном варианте ФАР) выполняется на технологическом (совмещение приемопередающих функций элементов) либо конструктивном уровне. При временах нарастания ИК импульса излучения и реакции приемника порядка 10 нс пространственное разрешение такого РЛ датчика составит до 2-х метров. Здесь перспективны излучатели на полупроводниковых лазерах. Так, инжекционные лазеры на сульфиде кадмия при линейных размерах около 1 мм дают в импульсном режиме мощность излучения до 100 Вт. КПД их довольно высок и составляет в этом случае 50-60%. Пассивное охлаждение таких излучателей от солнечного нагрева происходит в периоды нахождения ИСЗ в тени Земли. Дальнейшее улучшение пространственного разрешения достигается использованием свойства когерентности лазерного излучения.

В качестве генераторов миллиметрового диапазона, возбуждающих антенну РЛ датчика, перспективны электровакуумные и полупроводниковые приборы (на фигурах не показаны): гиротрон, магнетрон, лампа бегущей волны, лавинно-пролетные и междолинные диоды [10]. Последние из-за малой массы представляют большой интерес для космической техники и в качестве приемного преобразователя электромагнитного излучения в электрический сигнал, хотя несколько уступают электронным лампам по чувствительности. Тем не менее, известен преобразователь на основе диода с барьером Шотки, спектральная чувствительность которого в смесительном режиме при охлаждении до температуры жидкого гелия не уступает электровакуумным приборам. С помощью гиротрона на волне 8 мм получена мощность 8 МВт при ускоряющем напряжении 600 кВ и анодном токе 15000 А, на волне 2,78 мм получена мощность 12 кВт при КПД 31%. Параметры харьковского магнетрона ЦМИ-220: длина волны 2,2 мм, магнитное поле 7600 Э, анодное напряжение 12 кВ, мощность в импульсе 8 кВт, КПД 6%. Для полупроводниковых структур [11] мощность излучения в непрерывном режиме на длине волны 5-8 мм менее 0,2 Вт, КПД 1-4%, масса 0,1-0,2 г.

После выработки РЛ датчиком в момент времени T_o (отмечен на фигуре 4) первого сигнала обнаружения внешнего тела - U_вт инженерное обеспечение спутника из дежурного режима переходит в основной режим (полный цикл работы активной системы) и определяет в реальном масштабе времени степень угрозы космическому аппаратуру, оцениваемую по критериям: 1) наличие точки встречи космического аппарата и тела в пространстве; 2) уровень кинетической энергии в случае взаимодействия тел. Оценка формируется машинным расчетом этих характеристик по результатам измерений РЛ датчика. Машинный расчет выполняют, например, на ЭВМ с векторным или параллельным процессором (неисключено, что современным суперскалярным ЭВМ [4, 5, 6] это тоже окажется по силам), которая может находиться не только, как уже отмечалось, в составе датчика, но и в составе бортовой системы управления космическим аппаратом. Это гарантирует своевременное выполнение всех необходимых по данному способу действий активной системы, включая выполнение прогнозных расчетов, управление скважностью электропитания датчиков, ФАР, и корректирующими двигателями. Для чего ЭВМ должна быть оснащена необходимым программно-математическим обеспечением и интерфейсными устройствами. Общая схема способа на фигуре 1 и рисунок на фигуре 3 к расчету наличия точки встречи космического аппарата 4 и внешнего тела 6 при отмеченных на них положении этого тела соответствуют моменту времени T_o.

Основной режим характеризуется увеличением в единицу времени числа посылок зондирующей электромагнитной волны по сравнению с работой в дежурном режиме. Например, с 20-30 посылок в секунду до 200-300 и более. При этом, если ЭУ спутника имеет ограничения, питание ИК датчика и части инженерного обеспечения отключается (см. фигуру 2 и пояснения к ней), т.е. РЛ датчику присваивается высший приоритет по сравнению с другими устройствами и системами, т.к. во-первых, внешняя опасность угрожает существованию самого космического аппарата, во-вторых, такое событие не является относительно частым, в-третьих, оно скоротечно. Так, например, для дистанции bi равной 80 км (см. фигуру 3) и суммарной скорости соударения спутника с внешним телом 16 км/с, время Ti (на фигуре 4 - T) с момента обнаружения этого тела до момента его столкновения со спутником составляет 5 с. Основной режим активной системы может предусматривать непрерывную генерацию (Q= l) зондирующей волны при соответствующей ее модуляции. Это увеличивает дальность и точности измерения дистанции, скорости и угловых внешних тел, т.к. при когерентном накоплении отраженного сигнала увеличивается его уровень над шумами в приемном тракте РЛ датчика. Отметим, что ограничения связаны также с соотношением размеров внешних тел и длины используемой электромагнитной волны. Увеличение размера внешних тел свыше 3-4 ее длин ведет к улучшению измерений РЛ датчиком характеристик.

При наличии обоих (особоопасное внешнее тело) РЛ датчик генерирует в момент времени T_во (см. фигуру 4) сигнал внешней опасности - U_во, по которому производится повторный запуск корректирующих двигателей (на фигурах не приведены). Если критерий 1) отсутствует, то U_во не генерируется и перезапуск двигателей не производится. Это означает, что космический аппарат и внешнее тело (неопасное внешнее тело), хотя последнее обнаружено датчиком в пределах ошибки измерения или некоторой контролируемой им зоны заданных размеров, не имеют точки 17 (общей точки) в пространстве в пределах точности расчетов активной системы. При отсутствии критерия 2) (опасное внешнее тело) U_во либо генерируется, либо не генерируется в зависимости от дополнительных условий, накладываемых особенностями назначения, эксплуатации и возможности ремонта/замены спутника. Критерии решают проблему ложных срабатываний РЛ датчика и минимизируют число повторных включений двигателей и связанные с этим затраты массы горючего и окислителя.

Определение критерия 1) для неуправляемых внешних тел сводится к известной из теоретической механики задаче расчета времени преследования цели до ее поражения на основе метода параллельного сближения [12, с. 497, 498] следующим образом. Решение о наличии (Ц=1) или отсутствии (Ц=0) цели для двух времен преследования Ti, Tj, разделенных известным временным интервалом ΔT, ЭВМ может вынести, например, руководствуясь следующим алгоритмом: а Ti, Tj - вычисляются ею по формуле: Ti,j= bi,j/(Vcosβ+V_каsinα) (2), где bi, j - дистанции между антенной космического аппарата 4 и телом 6 в моменты времени, разделенные ΔT; V - постоянная скорость тела 6; V_ка - прямолинейная и равномерная скорость космического аппарата 4; β - угол упреждения; α - полярный угол луча 0-6.

Указанные физические и геометрические величины (см. пояснения на фигуре 3) за исключением V_ка определяют непосредственно по показаниям РЛ датчика, а V_ка - заранее, по данным траекторных измерений, в т.ч. с помощью наземного комплекса (на фигурах не показан). Так, например: bi,j = c(Δti,j)/2 (3),
где с - скорость электромагнитной волны в вакууме (299792458 м/с);
Δti,j - разности времен между моментом посылки зондирующей электромагнитной волны и моментом принятия отраженного сигнала для соответствующей дистанции;
V_ка ≈ 6,2831856 (R + h)/T, (4)
где R, h и T - соответственно радиус Земли, высота спутника над планетой и период его обращения по данным наземного комплекса.

(В данном случае V_ка - скорость ИСЗ на круговой орбите при рассмотрении его движения в качестве прямолинейного и равномерного в окрестностях некоторой точки, тоже рассмотрение используется для V).

Постоянная скорость тела V может быть найдена через упоминавшиеся дистанции и соответствующие углы, и т.д. (1), (2) требуют выполнение неравенства:
T_c< ΔT ≪ T (5),
где T_c - полное время счета бортовой ЭВМ при вычислениях;
T ∈ Ti,j. Более точно Ti, j с помощью полиномов высоких степеней, т.е. переходом к нелинейным приближениям. Если в качестве внешнего тела 6 выступает управляемая ракета, то полученное решение корректируется на каждом шаге действий активной системы.

Критерий 2). По существу это формула для кинетической энергии mVV/2 сводится к получению численного значения величины массы внешнего тела, т.к. величина его скорости известна из предыдущего. Дистанционно масса внешнего тела m приближенно ищется через эффективную площадь рассеивания - ЭПР (или, что то же самое - силу цели), коэффициент формы K_ф и плотность ρ вещества тела. Для микрометеоритов средняя ρ составляет 0,56 г/см куб., для фрагментов и осколков космических аппаратов - 2,86 г/см куб., ЭПР и K_ф - определяются по данным измерений РЛ датчика, который в этой случае для повышения точности измерений должен допускать работу в 2-х диапазонах излучения-приема (дуплетом), например, в оптическом и инфракрасном или как в прототипе - на двух частотах инфракрасного диапазона. Это позволяет определять ЭПР и K_ф с первого дуплета, в т.ч. путем перекрестного сравнения (усреднения) результата измерения однородных величин с помощью ЭВМ спутника; учитывает, как уже отмечалось, вещество внешнего тела. Обучение активной системы распознаванию, в т. ч. плотности вещества тела 6 организуется в наземных и космических условиях на моделях по ходу разработки и создания такой системы. В околоземном космосе роль этих моделей могут выполнять, например, космические аппараты с известными параметрами (геометрическими, массовыми, орбитальными и др.), прекратившие свое активное существование.

ЭПР ищется как величина отраженного сигнала от внешнего тела 6 при известных дистанции до космического аппарата 4 и длине электромагнитной волны, чтобы можно было принять во внимание расхождение фронта излученной и переотраженной волн в свободном пространстве и рассеивающую способность внешнего тела. Принятый отраженный сигнал сравнивается по амплитуде с некоторыми эталонными значениями, полученными в результате обучения, а также расчетов. Операция может выполняться за первое измерение системы при работе в дежурном режиме. При непрерывном излучении ЭПР определяется более точно, поскольку отраженный сигнал, промодулированный отражающими поверхностями внешнего тела 6 с различных угловых позиций, в т.ч. из-за возможного вращения тела, полностью содержит эти данные в своей огибающей, позволяя найти искомую величину в виде средневыпрямленного (среднеквадратичного) значения огибающей за некоторый интервал времени или число периодов основной модуляции зондирующей волны, например, за 10-100 периодов. Средневыпрямленное значение по отношению к среднеквадратичному проще в определении и характеризуется большим динамическим диапазоном, что улучшает точность и скорость измерения. Под огибающей [13] понимается зависимость электрического напряжения (тока) от времени на выходе с определенной постоянной времени, входящего в РЛ датчик в составе приемного тракта.

K_ф устанавливается в качестве меры рассеивающей способности внешнего тела 6, если средневыпрямленное (среднеквадратичное) значение принятого сигнала с учетом расхождения фронта волны меняется мало или в результате измерения, как отмечалось, "дуплетом". В противном случае K_ф назначается директивно исходя из некоторых значений показателя. Оценка величины производится ЭВМ путем сравнения с амплитудными значениями отраженного сигнала, при обучении активной системы на моделях внешних тел различных геометрических форм, размеров и материалов. Например, в виде металлических шара, цилиндра, конуса и т.п. В результате геометрическая форма внешнего тела 6 и другие его характеристики выявляются и принимаются такими, которые наиболее близко подходят по совокупности параметров к полученным при обучении.

Масса внешнего тела рассчитывается вычислительным блоком в предположении некоторого объема конкретной геометрической формы в пространстве, заполненного определенным веществом, т.е. с учетом найденных выше оценок. Например, в распространенном случае модели геометрической формы внешнего тела - сферы, которая при обучении активной системы относительно других геометрических форм внешних тел принимается за основу, ЭПР, характеризующаяся средним геометрическим размером тела, задана величиной D сферы, объем O тела равен объему сферы с избытком в 7%, принимаемым равным 4 (D/2) (D/2), другими словами O = DD, а K_ф = 1. Отсюда m = Oρ. Алгоритм не учитывает изменение m по причине движения тела, т.к. очевидно: V << c.

После повторного запуска ракетных двигателей (двигателей коррекции) в момент времени T_во (см. фиг.4) спутник 4 под действием возникающей реактивной силы начинает перемещение на безопасную орбиту 7, т.е. орбиту для которой 1) и 2) не определяются. Для уклонения космического аппарата от точки встречи с внешним телом подходящими являются химические двигатели большой тяги с малым временем запуска. В частности, ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) [14], допускающие многократный запуск. Дополнительно ограничивающими условиями здесь могут быть величина ускорения (перегрузки), число повторных запусков и т.д. В перспективе возможно применение некоторых типов электроракетных двигателей или их комбинаций с химическими. Неисключено использование и лазерного двигателя. Быстрый запуск и большая тяга корректирующих двигателей гарантируют динамичное и достаточное уклонение космического аппарата 4 от расчетной точки встречи 17 (заданное расстояние от этой точки) в момент времени ее фактического прохождения телом 6. Выключение-включение двигателей ракетоносителя допускается, как уже отмечалось, при выведении объекта в космос.

Для обеспечения уклонения векторы тяги 8, 9 двигателей коррекции обращают под углами +/- 90-93 градусов (преимущественно +/- 91 градусов) к вектору скорости движения спутника в плоскости, перпендикулярной следу заданной орбиты (на фигуре 1 проекции этих векторов на плоскость чертежа расположены под углом 90 градусов к следу 2). Величина уклонения вычисляется на основе дифференциальных уравнений движения точки переменной массы, известных из стандартного курса теоретической механики. При ряде упрощающих допущений уклонение для космического аппарата, находящегося над Землей (ускорение силы тяжести 9,82 м/ (с с)) на высоте 200 км при модуле круговой орбитальной скорости 7790 м/с, начальной массе 2000 кг, массовом секундном расходе топлива корректирующего двигателя 10 кг/с и двух значениях его удельного импульса пустотной тяги 2500 (3500) м/с, направленного к вектору орбитальной скорости под углом 90,1 градуса в плоскости, перпендикулярной следу орбиты, и времени работы корректирующего двигателя 1 и 3 с, составит соответственно 6.3, 56.5, (8.8) и (79) м. Положение векторов тяги 8, 9 обеспечивает перемещение на безопасную орбиту 7 и возврат космического аппарата на орбиту 2 в первоначальную плоскость движения. Для этого тягу F создают 2-мя последовательными импульсами силы поочередно включаемых двигателей (см. фигуру 4). Первая последовательность импульсов 9, 8 переводит и "закрепляет" спутник на новой (левой от заданной) орбите, при этом импульс 8 выгодно включать в расчетный момент времени T или позже его, т.к. тогда расстояние между спутником 4 и телом 6 в расчетной точке встречи 17 будет максимальным. Вторая (обратная) последовательность импульсов (т. е. 8, 9) аналогично возвращает спутник на исходную орбиту. Так производят вращение с остановкой плоскости орбиты в противоположные стороны вокруг некоторой воображаемой пространственной оси. Промежутки времени между импульсами 8, 9 и 9, 8 равные. Воображаемая пространственная ось возникает в момент перезапуска двигателей коррекции и проходит через центр масс спутника 4 и притягивающего тела 1 (на фигуре 1 ось совпадает с позицией 2).

Последовательность включения попарных импульсов силы корректирующих двигателей вытекает из количественного расчета координат точки встречи (области пространства 17) внешнего тела 6 и космического аппарата 4 (в заявке не приведен). Алгоритм включения следующий (см. фигуру 1). Если расчетная область пространства оказывается левее следа 2 плоскости заданной орбиты спутника или это определено по показаниям РЛ датчика, то тогда порядок включения этих импульсов таков: 8, 9; 9, 8. Если же данная область оказывается правее, то наоборот, т.е. 9, 8; 8, 9. Это позволяет получить наибольшее уклонение космического аппарата от точки встречи 17 с внешним телом без опасения критической потери высоты орбиты над планетой 1 по сравнению с апогейно-перигейным вариантом из-за аэродинамического сопротивления воздуха. При взаимоисключающем случае, показанном на фигурах 1 и 3, порядок включения попарных импульсов не имеет значения и может выбираться методом случайного поиска, т. е. наугад, или исходить из иных соображений при работе над программой полета космического аппарата до момента его запуска.

Возврат в исходное положение может быть принципиально необходим в связи с назначением космического аппарата. В некоторых случаях или при несущественных изменениях заданной орбиты эта операция маневрирования не производится, что дает экономию энергии, расходных материалов и сохраняет ресурс двигателей. В целом применение указанных выше углов упрощает орбитально-баллистические расчеты и снижает время вычислений для осуществления своевременного маневрирования при корректирующей составляющей характеристической скорости спутника 1-3% орбитальной и учетом аппроксимации его уклонения отрезком прямой, проходящем через 2 точки дуги заданной орбиты (см. фигуру 1, часть окружности между следами 2 и 7). Большие значения углов, чем +/- 91 градусов, используют при коррекции с большими значениями удельного импульса тяги, меньшие - с меньшими значениями этого показателя.

Таким образом, если говорить кратко, суть данной технологии увеличения САС космических аппаратов на основе своевременного уклонения ИСЗ от соударения с внешними телами, двигающимися под разными углами к его траектории, можно обобщенно сформулировать: "спутник увидел - спутник ушел". Если еще короче, то: "увидел-ушел".

На околоземной орбите космическому объекту доступны другие важные информационные задачи: трансляция теле- и радиовещания; передача телефонных и факсимильных сообщений; определение координат морских судов, терпящих бедствие, пожарного состояния лесных массивов; метеорологические и другие наблюдения.

Полученную на Земле информацию по радиолинии со спутника от тех или иных датчиков используют по прямому назначению.

В результате вышеописанных действий и предложенных отличительных признаков, космический аппарат избегает согласно способу соударения с другими космическими телами и, сохраняя благодаря этому целостность своей конструкции и надежность функционирования, увеличивает продолжительность своего активного существования, которое в обычном случае по сравнению с изложенным в настоящей заявке новым решением проблемы завершилось бы в момент столкновения с обладающим достаточной кинетической энергией другим космическим телом, т. к. известные решения (аналог и прототип) не предотвращают эту возможность.

Изобретение сможет найти применение в ИСЗ, автоматических межпланетных станциях и пилотируемых полетах, военных аппаратах, околоземных электростанциях будущего. Оно практически исключает возможность удара космического аппарата о внешние тела в процессе полета и дает исчерпывающий ответ при анализе подобного подозрения вне зависимости от происхождения тел - искусственного или природного.

Реализация способа повысит живучесть, уменьшит число изготавливаемых и запускаемых космических объектов, сэкономит значительные материальные и сырьевые ресурсы.

Общество получит существенный финансовый выигрыш, уменьшит техногенное загрязнение околоземного пространства и угрозу столкновений в нем, повысит надежность и безопасность космических полетов.

Источники информации, во внимание при экспертизе
1. Космическая техника. Иллюстрированная энциклопедия. К. Гэтланд. Пер. с; англ. М.: "Мир". 1986. - 295 с.

2. В. Павлов - Развитие в США космической системы раннего предупреждения. /- Зарубежное военное обозрение N 3, 1990, с. 40-42. (Прототип).

3. Гришин С.Д., Лесков Л.В. Индустриализация космоса: Проблемы и перспективы. - М.: Наука. Гл. ред. физ. -мат. литературы., 1987. с. 166.

4. МИР ПК N 9/94, с. 19-22.

5. МИР ПК N 8/94, с. 19-22.

6. С. Рапли, Дж. Клаймен - P-6: процессор нового поколения. /PC Magazine / Russian Edition, 1995, N 12, с. 44-48.

7. Мелуа А.И. Старт космической технологии. - М.: Наука. 1990. -188 с.

8. Антенны: (Современное состояние и проблемы) / Под ред. чл. -корр. АН СССР Л.Д.Бахраха и проф. Д.И.Воскресенского, - М.: Сов. радио, 1979. 208 с. - (Б-ка радиоинженера; Современная радиоэлектроника/ Вып. 16).

9. Вопросы расчета элементов авиационных конструкций. Расчет трехслойных панелей и оболочек. М.: Оборонгиз, 1959, 305 с.

10. Проблемы освоения СВЧ-диапазона. - М. : Знание, 1983. - 64 с. - (Новое в жизни, науке, технике. Сер. "Радиоэлектроника и связь"; N 8).

11. Полупроводниковые приборы. Диоды высокочастотные, импульсные, оптоэлектронные приборы: Справочник - 2-е изд., стереотип.- /А.Б.Гитцевич, А. А. Зайцев, В.В.Мокряков и др.: Под ред. А.В.Голомедова. -М.: КУбК-а, 1994. - 592 с.

12. Бать М. И., Джанелидзе Г.Ю., Кользон А.С. Теоретическая механика в примерах и задачах. - М.: Наука. Гл. ред. физ. -мат. лит., 1990. - 672 с.

13. Гоноровский И.С. Радиотехнические цепи и сигналы. Изд. 3-е, перераб. и доп. М.: Сов. радио, 1977, 608 с.

14. Космические двигатели: состояние и перспективы: Пер. с англ./ Под ред. Л. Кейвни. - М.: Мир, 1988. - 454 с.

15. Проект НИОКР с: материалами заявки, направленный 30.06.95 г., 18.07.95 г. и 23.08.95 г. в ведомства РФ.

Формула изобретения

Способ увеличения сроков активного существования космических аппаратов, заключающийся в том, что спутник с датчиком выводят двигателями на орбиту и запитывают его энергией солнечных батарей, отличающийся тем, что используют датчик радиолокационного принципа действия, ориентируют датчик вне Земли, например, посредством фазированных антенных решеток, излучают им в пространство электромагнитные волны, принимают отраженные сигналы от внешних тел и по параметрам излучения и приема электромагнитных волн сортируют внешние тела, в качестве критериев сортировки используя расчетные точку встречи и уровень кинетической энергии соударения спутника и внешнего тела в случае их взаимодействия между собой, а после приема отраженных электромагнитных волн от особо опасного внешнего тела повторно запускают двигатели и перемещают спутник на безопасную орбиту.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4