Способ управления сервисным космическим аппаратом при бесконтактном удалении фрагментов космического мусора



Владельцы патента RU 2720606:

Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "Роскосмос" (RU)

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА), в частности, при удалении крупногабаритных фрагментов космического мусора (ФКМ) из области рабочих орбит КА в зону захоронения. Способ включает облучение ФКМ с борта КА пучком ускоренных ионов в направлении увода ФКМ. Пучок направляют в область отрезка между выбранными реперными точками на изображении (силуэте) ФКМ и изменяют направление пучка до получения неизменной по времени длины данного отрезка. Затем вращение КА может быть синхронизировано с вращением отрезка во фронтальной плоскости, а максимум пучка направлен в середину отрезка. При увеличении расстояния между другими выбранными реперными точками операции повторяются. Технический результат состоит в повышении надёжности синхронизации угловых движений КА и ФКМ при бесконтактном удалении последнего с орбиты.

 

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) и может быть использовано для управления сервисным космическим аппаратом при бесконтактном удалении фрагментов космического мусора.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: патент №2090463, заявка №4542963/11, МПК B64G 1/24, 1991 год «Система стабилизации космического аппарата» (Гришин В.Н., Дубчак B.C., Климов В.А., Охапкин В.А., Папков О.В). Система стабилизации КА содержит каналы управления по тангажу и рысканью из последовательно соединенных датчика отклонения углового ускорения и угловой скорости, суммирующего усилителя и рулевой машинки, датчика отклонения линейного ускорения и линейной скорости, двигательной установки, камера сгорания которой установлена с возможностью линейного перемещения вдоль поперечной оси КА. Данная система обеспечивает автономное управление КА безотносительно его движения по сравнению с другими космическими объектами и поэтому является неэффективной для проведения операций орбитального обслуживания.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2012125987/11, МПК B64G 1/24, B64G 1/26, 2010 год «Стабилизация движения неустойчивых фрагментов космического мусора» (Поулос Деннис, США). Предложенный способ относится к управлению движением космических объектов и обеспечивает стабилизацию относительного движения фрагментов космического мусора (вокруг собственного центра масс). Способ стабилизации движения указанных фрагментов включает приложение силы к фрагменту в определенных расчетных точках. Силу, воздействующую на фрагмент, создают с использованием пневматического действия газового факела, генерируемого на борту находящегося рядом КА. Газовый факел может создаваться устройствами типа ракетных двигателей разного рода. При этом возможно одновременное изменение орбиты фрагмента космического мусора. К недостаткам способа следует отнести сложность позиционирования ракетных двигателей КА относительно фрагмента космического мусора, а также необходимость компенсации импульса, создаваемого этими ракетными двигателями, для удержания КА в требуемой орбитальной позиции.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2012136164/11, МПК B64G 1/64, 2012 год «Способ стыковки космических аппаратов и устройство для его реализации» (Трушляков В.И., Юткин Е.А., Макаров Ю.Н., Олейников И.И., Шатров Я.Т.). Согласно способу выполняют стыковку двух КА, один из которых пассивный (ПКА), а другой, сближающийся с ним - активный (АКА). Способ включает использование самонаводящегося космического микробуксира (КМБ) для доставки троса, выпускаемого с АКА при сближении с ПКА на минимальное расстояние и оснащенного стыковочным штырем. Далее выполняют стягивание ПКА и АКА с помощью троса. Способ отличается тем, что в качестве устройства зацепления на ПКА используют сопло маршевого двигателя, вводят стыковочный штырь в камеру двигателя и при проходе критического сечения двигателя, достигнув передней стенки камеры сгорания, последовательно задействуют устройства фиксации и стягивания, установленные на стыковочном штыре. В процессе стягивания синхронизируют угловые скорости связки (КМБ + ПКА) и АКА, совмещают продольные оси АКА и связки (КМБ + ПКА) с направлением линии, соединяющей их центры масс, осуществляют стабилизацию углового положения, с помощью продольных ускорений, развиваемых двигателями АКА и КМБ, осуществляют снижение натяжения троса до минимального. После касания связки (КМБ + ПКА) с посадочным местом на АКА осуществляют фиксацию связки с помощью системы, установленной на АКА. Недостатком способа является механическое повреждение двигательной установки ПКА устройством фиксации, что исключает возможность дальнейшего использования ПКА при проведении операций орбитального обслуживания.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: патент №2568960, МПК B64G 1/26, 2014 год «Способ бесконтактной транспортировки космических объектов» (Обухов В.А., Петухов В.Г., Покрышкин А.И., Попов Г.А.), согласно которому выводят на исходную расчетную орбиту космический аппарат (КА) с ионной пушкой с газоразрядной камерой с плоским индуктором для возбуждения индукционного высокочастотного электрического разряда, двигательной установкой в виде электрического ракетного двигателя (ЭРД), шарнирным механизмом со штангами и шарнирами или виде карданного шарнира для перемещения ЭРД в плоскости, ортогональной оси, проходящей через центр масс КА в направлении вектора тяги ионной пушки, сближают и ориентируют КА относительно транспортируемого КО с помощью изменения направления вектора тяги и точки приложения вектора тяги перемещаемого ЭРД, измеряют координаты транспортируемого КО и расстояние между КА и транспортируемым КО, воздействуют на поверхность транспортируемого КО квазинейтральным ионным пучком с помощью ионной пушки, производят динамическую компенсацию возмущающих сил и моментов, действующих на КА, производят динамическую ориентацию КА относительно транспортируемого КО, перемещают транспортируемый КО на орбиту захоронения, осуществляют перемещение КА по спиральной траектории на орбиту следующего транспортируемого КО. Недостатком способа - прототипа является сложность управления космическим аппаратом с ионной пушкой для поддержания требуемых положения и ориентации относительно транспортируемого КО.

Известно защищенное патентом изобретение - прототип: патент №2603301, МПК B64G 1/64, 2015 год «Способ синхронизации угловых скоростей активного космического аппарата с пассивным космическим аппаратом» (Яковлев М.В. и др.), согласно которому управляют угловыми скоростями активного космического аппарата по данным наблюдения пассивного космического аппарата. Наблюдают фигуру треугольника, вершинами которого являются изображения трех отражающих элементов, установленных на пассивном космическом аппарате и расположенных на максимальном удалении от его центра тяжести, а управление угловыми скоростями выполняют до момента регистрации неподвижной фигуры треугольника. Недостатком способа - прототипа является невозможность синхронизации угловых скоростей активного космического аппарата с пассивным космическим аппаратом при отсутствии светоотражающих элементов на борту пассивного космического аппарата.

Целью предлагаемого изобретения является управление сервисным космическим аппаратом при бесконтактном удалении фрагментов космического мусора.

Указанная цель достигается в заявляемом способе управления сервисным космическим аппаратом бесконтактного удаления ионным пучком крупногабаритных фрагментов космического мусора, согласно которому управляют угловыми скоростями космического аппарата и положением ионного пучка по данным наблюдения фрагмента космического мусора, причем положение космического аппарата и ориентацию инжектора ионного пучка поддерживают вдоль линии на удаляемый фрагмент в заданном направлении удаления, положением максимума интенсивности ионного пучка управляют до получения неподвижного изображения удаляемого фрагмента на экране регистратора.

Обоснование практической реализуемости заявляемого способа заключается в следующем. Расположение космического аппарата и ориентация инжектора ионного пучка вдоль линии на удаляемый фрагмент в заданном направлении удаления от момента начала экспозиции до момента ее завершения обеспечивают перевод крупногабаритного фрагмента космического мусора в заданную зону захоронения. Условие неподвижного изображения удаляемого фрагмента на экране регистратора отвечает режиму наиболее эффективного использования ионного пучка для решения задачи по удалению космического мусора, поскольку в данном случае энергия ускоренных ионов не преобразуется в энергию вращательного движения удаляемого фрагмента.

Алгоритм управления положением максимума интенсивности ионного пучка до получения неподвижного изображения удаляемого фрагмента на экране регистратора сводится к следующему. Произвольное угловое движение удаляемого фрагмента вызывает изменение плоской фигуры контура его изображения на экране регистратора. В процессе наблюдения фиксируют две наиболее удаленные друг от друга точки на контуре изображения и перемещают максимум интенсивности ионного пучка вдоль соединяющего их отрезка прямой линии, добиваясь условия постоянства длины этого отрезка. Если при дальнейшем наблюдении появляются две новые точки с большим удалением друг от друга, максимум интенсивности пучка перемещают вдоль нового соединяющего их отрезка. Постоянная длина выделенного отрезка означает, что удаляемый фрагмент вращается вокруг оси, совпадающей с положением выделенного отрезка и/или в плоскости, ортогональной направлению удаления фрагмента. Первый тип вращения компенсируется переносом положения максимума интенсивности ионного пучка вдоль линии, ортогональной выделенному отрезку и проходящей через его середину. Второй тип вращения компенсируется за счет сообщения космическому аппарату вращения вокруг собственной оси. При этом ориентация инжектора сохраняется, а управление пучком может осуществляться за счет действия электромагнитных полей. Перечисленные операции могут выполняться в итерационном (повторном) режиме до получения устойчивого неподвижного изображения удаляемого фрагмента на экране регистратора.

Таким образом, возможность реализации и практическая значимость заявляемого способа управления сервисным космическим аппаратом бесконтактного удаления ионным пучком крупногабаритных фрагментов космического мусора не вызывает сомнений.

Способ управления сервисным космическим аппаратом при бесконтактном удалении фрагментов космического мусора, заключающийся в изменении угловых скоростей космического аппарата при сближении с фрагментом космического мусора и регистрации его изображения на экране регистратора, отличающийся тем, что на указанном изображении выбирают максимально удалённые друг от друга реперные точки и воздействуют на фрагмент космического мусора пучком ускоренных ионов, перемещая область максимальной интенсивности пучка по отрезку, соединяющему выбранные реперные точки, обеспечивая движение фрагмента космического мусора в заданном направлении, при этом управление перемещением области максимальной интенсивности пучка ускоренных ионов и величинами угловых скоростей космического аппарата осуществляют до момента регистрации неподвижного состояния изображения удаляемого фрагмента космического мусора, а в случае изменения положения перемещаемого фрагмента космического мусора относительно космического аппарата, при котором расстояние между другими реперными точками на экране регистратора превышает длину вышеуказанного отрезка, управление пучком ускоренных ионов и движением космического аппарата производят в прежнем режиме, используя новую пару реперных точек.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к эксплуатации оборудования космического корабля (КК). Способ включает определение относительного положения объекта наблюдения на подстилающей поверхности, КК и аппаратуры наблюдения (АН).

Изобретение относится к оборудованию космического корабля (КК). Устройство управления размещенной на космическом корабле (КК) переносной аппаратурой наблюдения (АН) (1) содержит корпус (4), двухстепенной подвес с датчиками (12, 15) угла и приводами (13, 16) на его осях, а также вычислительное устройство (17).

Изобретение относится к космической технике, а более точно к космическим аппаратам, которые могут использоваться для борьбы с космическим мусором. Система для очистки космического пространства от объектов космического мусора содержит взаимосвязанные посредством сборочных операций космический аппарат (КА), гелиоконцентратор и систему развертывания.

Группа изобретений относится к изготовлению и эксплуатации конструкции и оборудования космического аппарата (КА), преимущественно ИСЗ. По окончании срока активного существования КА его элементы переводят в газообразное состояние под воздействием факторов космического пространства.

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано для обеспечения ориентирования экипажем пилотируемого корабля аппаратуры, перемещаемой относительно движущегося корабля.

Изобретение относится к аэрокосмической технике. Система содержит блок формирования командной информации на поворот перемещаемой аппаратуры (ПА), блок воспроизведения командной информации на поворот ПА, блок определения текущего положения ориентира относительно ПК, блок определения положения ПА относительно ПК и блок определения положения ориентира относительно ПА.

Изобретение относится к аэрокосмической технике. Определяют положение ориентира и перемещаемой аппаратуры (ПА) относительно пилотируемого корабля (ПК), определяют положение ориентира относительно ПА.

Изобретение относится к аэрокосмической технике. Определяют положение ориентира и перемещаемой аппаратуры (ПА) относительно пилотируемого корабля (ПК), определяют положение ориентира относительно ПА.

Группа изобретений относится к автономной космической навигации космических аппаратов (КА), в частности, на обеих сторонах поверхности Луны. Способ включает измерения в аппаратной системе координат ориентации местной вертикали в точке позиционирования КА бортовым датчиком вертикали, а также положений двух навигационных звезд бортовыми звездными датчиками.

Изобретение относится к аэрокосмической технике. Система ориентирования перемещаемой на борту пилотируемого корабля (ПК) аппаратуры включает блок определения текущего положения ориентира относительно ПК, ультразвуковые излучатели, датчик температуры, ультразвуковые приемники, блок преобразования сигналов, блок формирования команд управления излучателями, контроллеры, приемо-передающие устройства, блок измерения времени задержки сигналов, синхронизатор, блок определения пространственного положения перемещаемой аппаратуры (ПА) относительно ПК, блок определения положения ориентира относительно оси ориентирования ПА.
Изобретение относится к космической технике. В способе ориентации космического аппарата (КА) ориентируют КА относительно направления на Солнце и Землю.

Изобретение относится к малоразмерным космическим аппаратам (МКА) для создания реконфигурируемых антенных полей путём стыковки МКА в разных конфигурациях. МКА содержит два корпуса (1, 2), связанные гибкой диэлектрической ленточной подложкой (19), выдвижные штанги (7, 8) с двумя мультивекторными матричными ракетными двигателями (9, 10).

Изобретение относится к теплоаккумулирующим устройствам, использующим скрытую теплоту фазовых переходов рабочего вещества для обеспечения требуемого теплового режима источников энергии при их циклической работе.
Изобретение относится к технологии изготовления солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА). Механическое устройство СБ содержит панели и раму, которые шарнирно связывают между собой в раскрытом положении.

Изобретение относится к средствам развёртывания тросовой системы, включающей в себя связанные космические аппараты (КА). На одном из КА (2) установлен барабан (3) с тросом (4), безынерционная (5) и электромагнитная (10), с регулируемым источником питания (11), катушки.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) вблизи точек стояния на стационарной орбите. КА с самоколлокацией (КАСК) постоянно удерживают в заданной области удержания (ОУ) по долготе.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) на геостационарной орбите (ГСО) с помощью двигателей преимущественно сверхмалой тяги (~ 0,1 Н).

Изобретение относится к конструкции и оборудованию главным образом малоразмерных спутников, предназначенных для создания антенных систем. Бинарный космический аппарат (БКА) содержит два кубических корпуса с поворотными телескопическими штангами, на которых размещены мультивекторные матричные ракетные двигатели (ММРД) для развёртывания гибкой солнечной батареи, интегрированной с коллинеарной антенной, информационными и силовыми шинами, позиционной штрихкодовой лентой.

Группа изобретений относится к полётному тестированию бортового оборудования (4) спутника (6) посредством наземной станции (82), имеющей первый радиочастотный усилитель (86) и радиочастотную передающую антенну (88).

Изобретение относится к конструкции систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов, в частности к узлу соединения панелей холодильника-излучателя. Соединение выполнено металлорукавом, состоящим из арматуры для стыковки с гидравлическим контуром СТР, сильфона и защитной оплетки.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) вблизи точек стояния на стационарной орбите. КА с самоколлокацией (КАСК) постоянно удерживают в заданной области удержания (ОУ) по долготе.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов, в частности, при удалении крупногабаритных фрагментов космического мусора из области рабочих орбит КА в зону захоронения. Способ включает облучение ФКМ с борта КА пучком ускоренных ионов в направлении увода ФКМ. Пучок направляют в область отрезка между выбранными реперными точками на изображении ФКМ и изменяют направление пучка до получения неизменной по времени длины данного отрезка. Затем вращение КА может быть синхронизировано с вращением отрезка во фронтальной плоскости, а максимум пучка направлен в середину отрезка. При увеличении расстояния между другими выбранными реперными точками операции повторяются. Технический результат состоит в повышении надёжности синхронизации угловых движений КА и ФКМ при бесконтактном удалении последнего с орбиты.

Наверх