RU2092409C1 - Способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения и устройство для его осуществления - Google Patents
Способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения и устройство для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2092409C1 RU2092409C1 RU93052084A RU93052084A RU2092409C1 RU 2092409 C1 RU2092409 C1 RU 2092409C1 RU 93052084 A RU93052084 A RU 93052084A RU 93052084 A RU93052084 A RU 93052084A RU 2092409 C1 RU2092409 C1 RU 2092409C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- film
- orientation
- space objects
- orbit
- space
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Drilling And Exploitation, And Mining Machines And Methods (AREA)
Abstract
Использование: в космической технике для очистки околоземного космического пространства от прекративших активное существование искусственных спутников, их обломков и отходов деятельности человека. Сущность изобретения: на орбиту очитки выводят и развертывают крупногабаритную тонкую пленку, ориентируя ее плоскость нормально к направлению полета и поддерживая натяжение и ориентацию пленки, в том числе после соударений со встречными объектами, посредством реактивных двигателей, установленных на концах выдвижных штанг каркаса, соединенных с прямоугольной пленкой по меньшим ее сторонам. Для избежания столкновений с активными объектами, пленку разворачивают вокруг продольной или поперечной оси на 90o, после чего возвращают в исходное положение. Соударяющиеся с пленкой объекты раздробляются на более мелкие части, достаточно быстро входящие в атмосферу Земли. 2 с.п.ф-лы, 8 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для очистки околоземного космического пространства от прекративших активное существование искусственных спутников Земли (ИСЗ), их обломков и отходов деятельности человека.
Известен способ очистки космического пространства от ненужных объектов, заключающийся в стыковке с этими объектами транспортного корабля и последующем спуске с орбиты образовавшейся связки [1]
Недостатками этого способа являются необходимость систем стыковки, стыковочных узлов и систем ориентации на обоих кораблях, потеря тормозного отсека транспортного корабля и ограниченные возможности по удаляемой спускаемой массе.
Недостатками этого способа являются необходимость систем стыковки, стыковочных узлов и систем ориентации на обоих кораблях, потеря тормозного отсека транспортного корабля и ограниченные возможности по удаляемой спускаемой массе.
Наиболее близким аналогом изобретения является способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения, включающий выведение на орбиту, встречную по отношению к орбите засоряющих космических объектов, тонкой пленки, развертывание и натяжение этой пленки и введение ее в ударное взаимодействие с засоряющими космическими объектами посредством ориентации поверхности пленки поперечно указанной орбите [2]
В качестве прототипа известно также устройство для очистки околоземного космического пространства, содержащее тонкую пленку, конструктивные связи для развертывания и натяжения пленки, системы управления связями и ориентации пленки (см. указанный источник)
Недостатком известного устройства является отсутствие средств управления переориентации пленки и неразработанность конструкции вспомогательных элементов (каркаса, механизма развертывания и т.д.)
Техническим результатом изобретения является повышение управляемости процесса "выметания" мусора и создание надежных средств для развертывания и ориентации пленки на орбите.
В качестве прототипа известно также устройство для очистки околоземного космического пространства, содержащее тонкую пленку, конструктивные связи для развертывания и натяжения пленки, системы управления связями и ориентации пленки (см. указанный источник)
Недостатком известного устройства является отсутствие средств управления переориентации пленки и неразработанность конструкции вспомогательных элементов (каркаса, механизма развертывания и т.д.)
Техническим результатом изобретения является повышение управляемости процесса "выметания" мусора и создание надежных средств для развертывания и ориентации пленки на орбите.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе натяжение и ориентацию поверхности пленки осуществляют с помощью реактивных двигательных установок, а при возникновении опасности столкновения с активными космическими объектами разворачивают пленку на угол 90o вокруг ее продольной или поперечной оси и после расхождения с данными активными космическими объектами возвращают пленку в исходное положение.
Указанный результат достигается также тем, что в известном устройстве пленка выполнена в форме прямоугольника, а конструктивные связи в виде двух выдвижных штанг, к которым пленка присоединена меньшими сторонами прямоугольника, причем каждая штанга выполнена в виде двух выдвижных упругих трансформируемых элементов, наматываемых в исходном состоянии на барабаны, снабженные приводами вращения, подключенными к системе управления связями, а система ориентации пленки включает в себя реактивные двигательные установки с запасом рабочего тела, установленные на концах указанных трансформируемых элементов.
На фиг. 1 показана реализация способа и представлено устройство в развернутом виде в процессе функционирования; на фиг. 2 фрагмент устройства концевая часть одной из развернутых штанг с двигательной установкой (ДУ) ориентации; на фиг. 3 транспортное положение устройства перед выводом на орбиту; на фиг. 4 штанги в исходном, сложенном положении; на фиг. 5 - промежуточный этап развертывания пленки после выведения; на фиг. 6 орбита движения устройства; на фиг. 7 отметаемая площадь в результате полета устройства; на фиг. 8 зависимость времени существования частицы на орбите от ее размера, выраженного в долях радиуса исходного объекта или его части.
В исходном состоянии пленка 1 сложена и намотана на транспортный ложемент 11 (фиг. 3), при этом штанги 2 (фиг. 1) в виде плоских лент (фиг. 4) намотаны на барабаны 3 и прижаты к барабанам прижимными роликами 4. Концы лент под действием упругих сил, достигаемых предварительной нагартовкой материала лент, свернуты в штанги и продеты в обоймы кронштейнов 5, что обеспечивает консольное крепление штанг. К концам штанг подсоединены углы пленки 1, а на пленке через равные интервалы закреплены петли 6, которые надеты на концы свернутых штанг 2, петли выполнены скользящими по штангам. На концах штанг установлены реактивные двигательные установки 7 (фиг. 2 и 4) с соплами 8, направленными вдоль координатных осей устройства. Топливо или запас газа для двигательных установок находится в шарбаллонах 9. Барабаны снабжены приводами и автономными источниками электропитания. На кронштейнах 10 барабанов установлены два блока управления (БУ) движением, в одном из которых размещен бортовой координатор. Блоки снабжены системой связи (передачей команд) между собой, системой контроля натяжения (например, системой поддержания заданного расстояния между штангами), датчиками системы ориентации штанг и командно-вычислительным устройством.
Развертывание устройства в космосе выполняется следующим образом. Включаются сопла двигательной установки 7 и сложенная пленка 1 (фиг. 3) начинает разматываться вдоль с ложемента 11, который одновременно с включением ДУ начинает вращаться с помощью собственной системы, облегчая работу ДУ, а после размотки пленки удаляется. Затем включаются приводы барабанов 3 (фиг. 4) и ленты начинают разматываться. При этом они сворачиваются в трубчатые штанги 2 под действием упругих сил. Выдвигающиеся штанги тянут за собой концы пленки 1, и она начинает развертываться поперек, петли 6 скользят по штангам. После завершения выдвижения штанг образуется пленочный прямоугольник (фиг. 1), который необходимо сориентировать и натянуть вдоль. Эти операции выполняются путем включения соответствующих сопел 8 реактивных ДУ 7 (фиг. 2). Команды на включение ДУ для натяжения пленки поступают на БУ, в котором решение о включении принимается по сигналам от датчиков системы измерения расстояния между штангами, сравнивающей расстояние с допустимым (расчетным) значением. Одновременно с этим осуществляется ориентация штанг так, чтобы пленка была нормальна к направлению полета; в этой ориентации участвуют все сопла ДУ, а команды на включение поступают от тех же БУ, которые в свою очередь получают сигналы от датчиков ориентации, размещенных в корпусах БУ (или рядом с ними).
Устройство функционирует следующим образом.
Выведенное на встречную (противо) орбиту по отношению к орбитам объектов, подлежащим очистке, устройство после развертывания и ориентации начинает свой орбитальный полет. При этом его приборы и системы осуществляют периодические ориентации и натяжение пленки в заданных пределах с использованием ДУ. Объектив координатора, размещенного в БУ, направлен по полету, изображение попавших в его поле зрения предметов фиксируется на чувствительном элементе, и полученная информация об объекте сравнивается данными о встречных функционирующих ИСЗ. При ожидаемом прохождении в опасной близости от таких ИСЗ БУ выдает команду на поворот обеих штанг с пленкой на 90o, что уменьшает вероятность столкновения. При необходимости с помощью тех же ДУ устройство может совершать боковой маневр. При соударении объекта и пленки происходит разрушение объекта на мелкие частицы с образованием в пленке при каждом соударении бреши. Удар не влияет на ориентацию устройства, а незначительные отклонения, если они возникнут, могут быть устранены с помощью системы ориентации. Образовавшиеся частицы тормозятся гораздо интенсивнее, чем первоначальный объект за счет резкого увеличения их баллистического коэффициента. Это обеспечивает быстрое вхождение их в плотные слои атмосферы и сгорание.
Таким образом устройство за один виток очистит в космосе объем, равный объему кольца 12 (см. фиг. 6) диаметром, равным диаметру орбиты, и сечением 13, равным площади пленки. При больших размерах пленки она интенсивно тормозится и при этом опускается. Объем очищенного пространства увеличивается благодаря увеличению его сечения 14 (фиг. 7), что повышает эффективность устройства и экономит расход рабочего тела ДУ на маневры.
Возможность осуществления способа подтверждается нижеследующими расчетными обоснованиями.
При столкновении КА, составных частей и обломков объектов с преградой происходит их взаимное разрушение. Критический импульс давления, приводящий при соударении объектов и пленки к их разрушению, зависит от разрушаемой конструкции.
При разрушении космических фрагментов толщина пленки определяется следующими соотношениями:
,
Rоск- размер фрагмента
E удельная энергия разрушения материала фрагмента,
ρоск, ρпл плотности фрагмента и пленки,
V скорость соударения,
Iкр критический импульс.
,
Rоск- размер фрагмента
E удельная энергия разрушения материала фрагмента,
ρоск, ρпл плотности фрагмента и пленки,
V скорость соударения,
Iкр критический импульс.
Для разрушения алюминия на микро-кристаллы (микрочастицы) при скорости соударения 15 км/с толщина полиэтиленовой пленки должна быть порядка 4•10-4 от толщины алюминиевой оболочки, а для испарения материала оболочки потребуется пленка толщиной 0,016 от ее толщины. При толщине оболочки 3 мм толщина пленки может составлять (1,2•10-3-0,048) мм.
Для разрушения большинства объектов на фрагменты достаточно критического импульса давления 0,1 Н•с/см2, толщина пленки при этом составит 0,025 мм.
В зависимости от энергии соударения разрушение объекта может привести к образованию механических частиц, капель расплава и газов. При этом критические значения изменения скорости соударения сверх пороговой величины должны составлять более 0,4, 1,5 и 5,5 км/с соответственно.
Длительность существования частиц, образовавшихся при разрушении объекта, существенно меньше времени существования неразрушенного объекта. Для круговых орбит и орбит с малыми и средними эксцентриситетами время существования объекта или частицы определяется по следующей приближенной формуле:
где
Н высота однородной атмосферы,
ρa плотность атмосферы,
С баллистический коэффициент,
μo гравитационная постоянная,
а0 большая полуось орбиты.
где
Н высота однородной атмосферы,
ρa плотность атмосферы,
С баллистический коэффициент,
μo гравитационная постоянная,
а0 большая полуось орбиты.
Критические параметры орбиты (высота, период обращения и др.) зависят от баллистического коэффициента который, в частности, для тела сферической формы равен
где
Сх коэффициент лобового сопротивления,
m масса частицы,
S м площадь миделевого сечения,
R радиус частицы,
ρr удельная масса частицы.
где
Сх коэффициент лобового сопротивления,
m масса частицы,
S м площадь миделевого сечения,
R радиус частицы,
ρr удельная масса частицы.
Следовательно, время существования объекта сферической формы прямо пропорционально его радиусу, т.е. уменьшение размера объекта за счет разрушения, например, в 102 раз приведет к сокращению времени существования образовавшихся частиц тоже в 102 раз. На фиг. 8 даны зависимости времени существования частицы (материал алюминий) на высотах 200 и 400 км от размера частицы, выраженного в долях радиуса исходного объекта (R/R0), равного 1 м.
Расчеты, проведенные по этим формулам, показывают, что способ и устройство обладают необходимой эффективностью в отношении выметания космического мусора.
Claims (2)
1. Способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения, включающий выведение на орбиту, встречную по отношению к орбите засоряющих космических объектов, тонкой пленки, развертывание и натяжение этой пленки и введение ее в ударное взаимодействие с засоряющими космическими объектами посредством ориентации поверхности пленки поперечно указанной орбите, отличающийся тем, что натяжение и ориентацию поверхности пленки осуществляют с помощью реактивных двигательных установок, а при возникновении опасности столкновения с активными космическими объектами разворачивают пленку на угол 90o вокруг ее продольной или поперечной оси и после расхождения с данными активными космическими объектами возвращают пленку в исходное положение.
2. Устройство для очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц, содержащее тонкую пленку, конструктивные связи для развертывания и натяжения пленки, системы управления связями и ориентации пленки, отличающееся тем, что пленка выполнена в форме прямоугольника, а конструктивные связи в виде двух выдвижных штанг, к которым пленка присоединена меньшими cтopoнaми прямоугольника, причем каждая штанга выполнена в виде двух выдвижных упругих трансформируемых элементов, наматываемых в исходном состоянии на барабаны, снабженные приводами вращения, подключенными к системе управления связями, а система ориентации пленки включает в себя реактивные двигательные установки с запасом рабочего тела, установленные на концах указанных трансформируемых элементов.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93052084A RU2092409C1 (ru) | 1993-11-16 | 1993-11-16 | Способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения и устройство для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93052084A RU2092409C1 (ru) | 1993-11-16 | 1993-11-16 | Способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения и устройство для его осуществления |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU93052084A RU93052084A (ru) | 1995-10-20 |
RU2092409C1 true RU2092409C1 (ru) | 1997-10-10 |
Family
ID=20149300
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU93052084A RU2092409C1 (ru) | 1993-11-16 | 1993-11-16 | Способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения и устройство для его осуществления |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2092409C1 (ru) |
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2478062C2 (ru) * | 2011-04-06 | 2013-03-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Научный центр прикладной электродинамики" | Способ очистки космоса от объектов космического мусора |
RU2492125C1 (ru) * | 2012-03-01 | 2013-09-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | Космический аппарат для очистки околоземного пространства от мусора |
RU2524325C2 (ru) * | 2009-12-04 | 2014-07-27 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Способ для очистки от космического мусора |
RU2586434C1 (ru) * | 2015-01-15 | 2016-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский радиотехнический институт имени академика А.И. Берга" | Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора |
CN107150818A (zh) * | 2017-03-21 | 2017-09-12 | 北京理工大学 | 一种基于伸缩技术和拉伸薄膜面板的空间碎片清除拖曳帆 |
CN109279050A (zh) * | 2018-08-29 | 2019-01-29 | 中国空间技术研究院 | 一种模块化太阳帆可组装重构的天基碎片清除平台和方法 |
RU2710036C1 (ru) * | 2019-04-26 | 2019-12-24 | Акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" (АО "Корпорация "Комета") | Способ очистки околоземного космического пространства от мелких частиц космического мусора |
RU2761957C1 (ru) * | 2020-12-02 | 2021-12-14 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Способ импульсной лазерной очистки космического пространства от одиночных мелких объектов космического мусора и импульсная лазерная система для его реализации |
RU2773070C1 (ru) * | 2021-12-29 | 2022-05-30 | Акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" (АО "Корпорация "Комета") | Способ ускорения схода с орбиты космического аппарата |
-
1993
- 1993-11-16 RU RU93052084A patent/RU2092409C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Инженерный справочник по космической технике.- М.: Воениздат, 1977, с.134-140. 2. Андреев A.B., Куркин В.И. Экологические аспекты космических тросовых систем./В сб. Космические системы с гибкими связями и трансформируемыми структурами.- М.: МТУСИ , 1992, с.117. * |
Cited By (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2524325C2 (ru) * | 2009-12-04 | 2014-07-27 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Способ для очистки от космического мусора |
US9302789B2 (en) | 2009-12-04 | 2016-04-05 | Ihi Corporation | Method for clearing space debris |
RU2478062C2 (ru) * | 2011-04-06 | 2013-03-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Научный центр прикладной электродинамики" | Способ очистки космоса от объектов космического мусора |
RU2492125C1 (ru) * | 2012-03-01 | 2013-09-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | Космический аппарат для очистки околоземного пространства от мусора |
RU2586434C1 (ru) * | 2015-01-15 | 2016-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский радиотехнический институт имени академика А.И. Берга" | Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора |
CN107150818A (zh) * | 2017-03-21 | 2017-09-12 | 北京理工大学 | 一种基于伸缩技术和拉伸薄膜面板的空间碎片清除拖曳帆 |
CN107150818B (zh) * | 2017-03-21 | 2019-10-18 | 北京理工大学 | 一种基于伸缩技术和拉伸薄膜面板的空间碎片清除拖曳帆 |
CN109279050A (zh) * | 2018-08-29 | 2019-01-29 | 中国空间技术研究院 | 一种模块化太阳帆可组装重构的天基碎片清除平台和方法 |
CN109279050B (zh) * | 2018-08-29 | 2020-08-14 | 中国空间技术研究院 | 一种模块化太阳帆可组装重构的天基碎片清除平台和方法 |
RU2710036C1 (ru) * | 2019-04-26 | 2019-12-24 | Акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" (АО "Корпорация "Комета") | Способ очистки околоземного космического пространства от мелких частиц космического мусора |
RU2761957C1 (ru) * | 2020-12-02 | 2021-12-14 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Способ импульсной лазерной очистки космического пространства от одиночных мелких объектов космического мусора и импульсная лазерная система для его реализации |
RU2773070C1 (ru) * | 2021-12-29 | 2022-05-30 | Акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" (АО "Корпорация "Комета") | Способ ускорения схода с орбиты космического аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Aglietti et al. | The active space debris removal mission RemoveDebris. Part 2: In orbit operations | |
US5082211A (en) | Method and apparatus for mitigating space debris | |
US5421540A (en) | Method and apparatus for disposal/recovery of orbiting space debris | |
EP3321190B1 (en) | Spacecraft for space debris removal | |
US6830222B1 (en) | Balloon device for lowering space object orbits | |
RU2092409C1 (ru) | Способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения и устройство для его осуществления | |
US5927653A (en) | Two-stage reusable earth-to-orbit aerospace vehicle and transport system | |
JP5505829B2 (ja) | 宇宙デブリ低減装置 | |
US8919702B2 (en) | Space debris removal using upper atmosphere | |
US4991799A (en) | Orbital debris sweeper and method | |
JP2021513933A (ja) | スペースデブリ係合および軌道離脱システム | |
Gates et al. | Advanced tether experiment deployment failure | |
US5242134A (en) | Space station trash removal system | |
JPH07251799A (ja) | 宇宙航行体 | |
RU93052084A (ru) | Способ очистки околоземного пространства и устройство для его реализации | |
JPH05278698A (ja) | 浮遊航行体 | |
RU2710036C1 (ru) | Способ очистки околоземного космического пространства от мелких частиц космического мусора | |
JP2006007879A (ja) | 宇宙漂流物体の回収方法及び回収装置 | |
CHRISTIANSEN et al. | Augmentation of orbital debris shielding for Space Station Freedom | |
US20210292010A1 (en) | Debris collecting apparatus and related method | |
Maag et al. | On the Existence of Debris Clouds in the Space Station Orbit: Final Results of the EUROMIR'95 Impact Detector | |
RU2775789C1 (ru) | Способ очистки околоземного космического пространства от крупногабаритных объектов космического мусора | |
JP3350954B2 (ja) | スペースデブリ観測衛星 | |
RU2721368C1 (ru) | Устройство очистки околоземного космического пространства от крупногабаритных объектов космического мусора | |
Nakasuka et al. | Sounding rocket experiment results of large net extension in space to be applied to future large phased array antenna |