RU2112715C1

RU2112715C1 - Method of deployment of orbital cable system

Info

Publication number: RU2112715C1
Application number: RU96120392A
Authority: RU
Inventors: В.Г. Осипов; Н.Л. Шошунов; А.И. Субчев; А.Ф. Брагазин; М.Б. Черток; Валерий Иванович Гуляев
Original assignee: Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева
Priority date: 1996-10-03
Filing date: 1996-10-03
Publication date: 1998-06-10

Abstract

FIELD: space engineering; deployment of cable system in orbit in form of two-object cluster. SUBSTANCE: at first of deployment, adequate separation speed is imparted to objects (along local vertical) and tension of cable is regulated; when shifting to second stage, additional speed ensuring zero horizontal separation speed and preset vertical separation speed is imparted to at least one object; preset vertical separation speed is maintained later on at definite law of control of cable tension. Changing-over to third stage is effect at length of cable lesser than preset final length by amount proportional to object vertical separation speed, after which extension of cable is slightly decelerated and is discontinued at all when length of cable exceeds preset final length at moment when extension speed is lesser than magnitude determined by permissible amplitude of residual oscillations of cable tension force. EFFECT: enhanced accuracy and reliability. 1 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к орбитальным тросовым системам. The invention relates to space technology, mainly to orbital cable systems.

Орбитальная тросовая система в общем случае представляет собой совокупность искусственных космических объектов, соединенных длинными тонкими гибкими элементами (тросами, кабелями, шлангами и т.п.), совершающую орбитальное движение. В простейшем и наиболее часто рассматриваемом случае орбитальная тросовая система представляет собой тросовую связку двух космических объектов. Длина троса в такой связке может достигать десятков и сотен километров. При невозмущенном движении по круговой орбите такая связка имеет устойчивое положение, в котором связка вытянута по местной вертикали. An orbital cable system in the general case is a set of artificial space objects connected by long thin flexible elements (cables, cables, hoses, etc.) that make orbital movement. In the simplest and most often considered case, the orbital cable system is a cable bundle of two space objects. The length of the cable in such a bundle can reach tens and hundreds of kilometers. With unperturbed movement in a circular orbit, such a ligament has a stable position in which the ligament is elongated along the local vertical.

Орбитальные тросовые системы в отличие от обычных космических аппаратов обладают очень большой протяженностью, гибко изменяемой конфигурацией, способностью активно взаимодействовать с окружающей средой. Эти особенности орбитальных тросовых систем позволяют в будущем эффективно использовать их для решения в космосе таких задач, которые невозможно, нецелесообразно или неэкономично решать с помощью существующих космических аппаратов. Orbital cable systems, unlike conventional spacecraft, have a very large length, a flexible configuration, the ability to actively interact with the environment. These features of orbital cable systems make it possible in the future to effectively use them to solve such problems in space that are impossible, impractical, or uneconomical to solve using existing spacecraft.

В частности, орбитальные тросовые системы могут использоваться в качестве протяженных измерительных систем, например, космических интерферометров с очень большой базой. Орбитальные тросовые системы с размещенными вдоль троса датчиками могут использоваться, например, для исследования геофизических полей и околоземной космической среды с проведением синхронных измерений на нескольких различных высотах. Орбитальные тросовые системы с атмосферными зондами могут использоваться для длительных исследований земной атмосферы на высотах 90-120 км, для проведения экспериментов с аэродинамическими моделями, низковысотной фотосъемки поверхности Земли. In particular, orbital cable systems can be used as extended measuring systems, for example, space interferometers with a very large base. Orbital cable systems with sensors placed along the cable can be used, for example, to study geophysical fields and near-Earth space environment with simultaneous measurements at several different heights. Orbital cable systems with atmospheric probes can be used for long-term studies of the Earth’s atmosphere at altitudes of 90-120 km, for conducting experiments with aerodynamic models, and low-altitude photography of the Earth’s surface.

Под действием гравитационных и центробежных сил на борту космических объектов, входящих в состав орбитальной тросовой системы, может возникать малая искусственная тяжесть. Этот эффект может быть использован для проведения различных медицинских, биологических, технологических и других экспериментов в условиях малой тяжести, уровень которой можно регулировать. Искусственная тяжесть, возникающая в орбитальной тросовой системе, может использоваться при создании комфортных условий для жизни и работы космонавтов, для выращивания в космосе растений, для дозаправки космических аппаратов топливом и т. п. Under the influence of gravitational and centrifugal forces on board space objects that make up the orbital cable system, small artificial gravity can occur. This effect can be used for various medical, biological, technological and other experiments in light conditions, the level of which can be adjusted. Artificial gravity arising in the orbital cable system can be used to create comfortable conditions for the life and work of astronauts, for growing plants in space, for refueling spacecraft with fuel, etc.

Орбитальные тросовые системы могут также использоваться для выполнения различных орбитальных маневров космических объектов без затрат топлива или с уменьшенными затратами топлива. Путем простого отделения объекта от троса в статической, раскачивающейся или быстро вращающейся связке можно сообщить этому объекту достаточно большую дополнительную скорость. Таким образом можно осуществить перевод объекта на высшую или низшую орбиту, его спуск на Землю или даже перевод на траекторию межпланетного полета. Определенным образом изменяя длину троса в связке, можно осуществлять медленные эволюции параметров ее орбиты, а также взаимное маневрирование объектов, входящих в связку. Orbital cable systems can also be used to perform various orbital maneuvers of space objects without fuel costs or with reduced fuel costs. By simply separating the object from the cable in a static, swaying or rapidly rotating bundle, this object can be informed of a sufficiently large additional speed. Thus, it is possible to transfer an object to a higher or lower orbit, its descent to Earth, or even transfer to the trajectory of an interplanetary flight. By changing the length of the cable in a bundle in a certain way, it is possible to carry out slow evolution of the parameters of its orbit, as well as mutual maneuvering of the objects included in the bundle.

Орбитальная тросовая система с электропроводным тросом способна осуществлять активное электродинамическое взаимодействие с магнитным полем и ионосферой Земли. Используя эффекты такого взаимодействия, можно получать электроэнергию за счет снижения орбиты связки ("генераторный режим") или повышать орбиту связки за счет расхода электроэнергии ("двигательный режим"). Определенным образом регулируя электрический ток в тросе, можно изменять отдельные параметры орбиты связки. При пропускании в тросе переменного тока орбитальная тросовая система способна эффективно излучать радиоволны сверхнизкочастотного диапазона, что позволяет использовать такую систему в качестве передающей антенны в космической связи. An orbital cable system with an electrically conductive cable is capable of active electrodynamic interaction with the Earth's magnetic field and ionosphere. Using the effects of this interaction, it is possible to obtain electricity by reducing the orbit of the bundle ("generator mode") or increase the orbit of the bundle due to the consumption of electricity ("motor mode"). By controlling the electric current in the cable in a certain way, it is possible to change individual parameters of the orbit of the bundle. When an alternating current is passed through an AC cable, the orbital cable system is able to efficiently radiate microwave waves of the ultra-low frequency range, which makes it possible to use such a system as a transmitting antenna in space communications.

Развертывание орбитальной тросовой системы на орбите является самостоятельной задачей, техническое решение которой может быть достигнуто различными способами. Deploying an orbital cable system in orbit is an independent task, the technical solution of which can be achieved in various ways.

Все известные способы развертывания связки двух космических объектов основаны на следующей общей схеме. All known methods for deploying a bunch of two space objects are based on the following general scheme.

В исходном состоянии два объекта, соединенных тросом, состыкованы друг с другом, а трос компактно уложен. В начальный момент времени объекты расстыковываются и одному из объектов или обоим объектам сообщают начальную скорость расхождения, например, с помощью пружинных толкателей После этого объекты осуществляют взаимное расхождение, во время которого производится выпуск соединяющего их троса. Выпуск троса может осуществляться в неуправляемом или управляемом режиме с помощью различных устройств: простых невращающихся катушек или же лебедок с электроприводом, способных регулировать скорость выпуска троса, силу его натяжения и т.п. В процессе расхождения с выпуском троса объектам могут сообщаться дополнительные скорости, например с помощью реактивных двигателей. Целью развертывания орбитальной тросовой системы является, как правило, ее приведение в устойчивое вертикальное положение. In the initial state, two objects connected by a cable are docked to each other, and the cable is compactly laid. At the initial moment of time, the objects are undocked and one of the objects or both objects is informed of the initial speed of divergence, for example, using spring pushers. After that, the objects make mutual divergence, during which the cable connecting them is released. The release of the cable can be carried out in an uncontrolled or controlled mode using various devices: simple non-rotating coils or electric winches capable of regulating the speed of cable release, its tension, etc. In the process of discrepancy with the release of the cable, additional speeds can be communicated to objects, for example using jet engines. The goal of deploying an orbital cable system is, as a rule, to bring it into a stable vertical position.

Известны способы развертывания орбитальных тросовых систем, предусматривающие неуправляемый выпуск троса в процессе расхождения объектов. При этом трос обычно выпускается с помощью невращающейся ("безинерционной") катушки, которая должна обеспечивать упорядоченный выход троса с небольшим сопротивлением. Такие способы развертывания использовались в следующих космических экспериментах с орбитальными тросовыми системами
в двух американских космических экспериментах с кораблями "Джемини" и ракетной ступенью "Аджена", соединенными синтетической лентой длиной 30 м в 1966 году [1];
в четырех американо-японских экспериментах на зондирующих ракетах с полезными грузами массой 75 кг, отводимыми на электропроводных тросах длиной 400 м в 1981-1985 годах [2];
в двух канадских экспериментах на зондирующих ракетах с полезными грузами массой 100 кг, отводимыми на электропроводных тросах длиной 958 м OEDIPUS-A в 1989 году и OEDIPUS-C в 1995 году [3];
в американском эксперименте SEDS-1 на ракете "Дельта-2" с полезным грузом массой 25 кг, отводимым на полиэтиленовом тросе длиной 20 км в 1993 году [4];
в американском эксперименте PMG на ракете "Дельта-2" с полезным грузом, отводимым на тросе длиной 500 м в 1993 году [5].Known methods for the deployment of orbital cable systems, providing for uncontrolled release of the cable in the process of divergence of objects. In this case, the cable is usually released using a non-rotating ("inertialess") coil, which should provide an ordered output of the cable with a small resistance. Such deployment methods were used in the following space experiments with orbital cable systems.
in two American space experiments with the Gemini spacecraft and the Agen rocket stage connected by a 30 m long synthetic tape in 1966 [1];
in four US-Japanese experiments on sounding missiles with payloads weighing 75 kg, allotted on conductive cables 400 m long in 1981-1985 [2];
in two Canadian experiments on sounding rockets with payloads of 100 kg weighing on conductive cables 958 m long OEDIPUS-A in 1989 and OEDIPUS-C in 1995 [3];
in the American experiment SEDS-1 on a Delta-2 rocket with a payload of 25 kg weighed on a polyethylene cable 20 km long in 1993 [4];
in the American PMG experiment on a Delta-2 rocket with a payload carried on a 500 m cable in 1993 [5].

Неуправляемый выпуск троса придает процессу развертывания орбитальной тросовой системы случайный и неустойчивый характер, что может воспрепятствовать достижению заданного конечного положения связки. Так, в первых двух американо-японских экспериментах фактическое сопротивление выходу троса существенно превышало расчетную величину, вследствие этого в первом эксперименте трос был выпущен всего на 30 м, а во втором эксперименте - на 60 м вместо предполагавшихся 400 м. В эксперименте SEDS-1 фактическое сопротивление выходу троса было намного меньше расчетной величины, что привело к рывку и разрыву троса в конце развертывания вследствие слишком большой скорости отхода полезного груза. Uncontrolled release of the cable gives the deployment process of the orbital cable system a random and unstable nature, which can prevent the achievement of a given end position of the bundle. So, in the first two US-Japanese experiments, the actual resistance to the cable exit significantly exceeded the calculated value; as a result, in the first experiment, the cable was released only 30 m, and in the second experiment, 60 m instead of the expected 400 m. In the SEDS-1 experiment, the actual the resistance to the cable exit was much less than the calculated value, which led to a jerk and rupture of the cable at the end of the deployment due to the too high speed of departure of the payload.

Известны способы развертывания орбитальных тросовых систем, предусматривающие выпуск троса с регулированием скорости его выпуска. При выпуске троса с постоянной скоростью реализуется так называемое "равномерное" развертывание, а при выпуске троса со скоростью, пропорциональной длине его выпущенной части - так называемое "экспоненциальное" развертывание. Известны также многочисленные модификации такого способа развертывания, когда скорость выпуска троса регулируется в зависимости от длины его выпущенной части и в соответствии с заданным угловым движением связки относительно местной вертикали. Описание и анализ различных способов развертывания орбитальных тросовых систем с регулированием скорости выпуска троса имеются в источниках [6-17]. Known methods for the deployment of orbital cable systems involving the release of the cable with the regulation of the speed of its release. When the cable is released at a constant speed, the so-called “uniform” deployment is realized, and when the cable is released at a speed proportional to the length of its released part, the so-called “exponential” deployment is realized. Numerous modifications of this deployment method are also known, when the speed of cable release is regulated depending on the length of its released part and in accordance with a given angular movement of the bundle relative to the local vertical. Description and analysis of various methods of deployment of orbital cable systems with regulation of the speed of cable release are available in sources [6-17].

Способ развертывания орбитальной тросовой системы с регулированием скорости выпуска троса использовался в американо- итальянских космических экспериментах на корабле "Спейс Шаттл" с привязным спутником массой 500 кг, отводимым на электропроводном тросе длиной 20 км: в эксперименте TSS-1 в 1992 году [18] и в эксперименте TSS-1R в 1996 году [19]. Выпуск троса в этих экспериментах осуществлялся с помощью сложной лебедки ("The Deployer"), состоящей из барабана с намотанным тросом, автоматизированного электропривода, двух вытягивающих роликовых механизмов и выдвижной фермы. Привязной спутник был снабжен реактивными двигателями для разгона спутника в начале его отведения. The method of deploying an orbital cable system with regulation of the cable release speed was used in the US-Italian space experiments on the Space Shuttle with a 500 kg tethered satellite on a conductive cable 20 km long: in the TSS-1 experiment in 1992 [18] and in the TSS-1R experiment in 1996 [19]. The release of the cable in these experiments was carried out using a complex winch ("The Deployer"), consisting of a drum with a wound cable, an automated electric drive, two pulling roller mechanisms and a retractable truss. The tethered satellite was equipped with jet engines to disperse the satellite at the beginning of its assignment.

Все способы развертывания орбитальных тросовых систем с регулированием скорости выпуска троса имеют один общий недостаток. При таком управлении выпуском троса невозможно осуществить гашение продольных колебаний связки, возникающих вследствие упругости троса. Увеличение интенсивности продольных колебаний способно привести к полному ослаблению троса, что в свою очередь может вызвать перебои в работе устройств выпуска троса. По-видимому, этот недостаток явился причиной неудачного развертывания орбитальных тросовых систем в экспериментах TSS-1 и TSS-1R. В эксперименте TSS-1 трос был выпущен на длину 265 м, после чего произошло его заедание в механизмах выпуска. В эксперименте TSS-1R трос удалось выпустить почти полностью, но в самом конце развертывания произошел разрыв троса в месте его выхода из механизмов выпуска. All methods of deploying orbital cable systems with adjustable cable release speed have one common drawback. With this control of the cable release, it is impossible to dampen the longitudinal vibrations of the bundle arising from the elasticity of the cable. An increase in the intensity of longitudinal vibrations can lead to a complete weakening of the cable, which in turn can cause interruptions in the operation of the cable release devices. Apparently, this shortcoming was the reason for the unsuccessful deployment of orbital cable systems in the TSS-1 and TSS-1R experiments. In the TSS-1 experiment, the cable was released to a length of 265 m, after which it stuck in the release mechanisms. In the TSS-1R experiment, the cable was released almost completely, but at the very end of the deployment, the cable broke at the point of exit from the release mechanisms.

Известны способы развертывания орбитальных тросовых систем, предусматривающие выпуск троса с регулированием силы его натяжения. Основным преимуществом таких способов развертывания является возможность непосредственного гашения продольных колебаний связки в процессе выпуска троса. Описание таких способов развертывания и устройств для их реализации имеется в источниках [20-24] . Способ развертывания орбитальной тросовой системы с регулированием силы натяжения троса использовался в американском космическом эксперименте SEDS-2 на ракете "Дельта-2" с полезным грузом, отводимым на тросе длиной 20 км в 1994 году [25]. Known methods for the deployment of orbital cable systems, providing for the release of the cable with the regulation of the force of its tension. The main advantage of such deployment methods is the possibility of directly damping the longitudinal vibrations of the bundle during the release of the cable. A description of such deployment methods and devices for their implementation is available in sources [20-24]. The deployment method of the orbital cable system with the regulation of the cable tension force was used in the American space experiment SEDS-2 on the Delta-2 rocket with a payload carried away on a 20 km cable in 1994 [25].

Левиным Е. М. был предложен способ развертывания орбитальной тросовой системы с регулированием силы натяжения троса пропорционально длине его выпущенной части [9,26]. Подробный анализ этого способа развертывания имеется в источниках [6,8]. В частности, показано, что при определенных условиях этот способ позволяет осуществить в процессе развертывания так называемое вертикальное расхождение ("вертикальный дрейф") соединенных тросом объектов по прямолинейным траекториям, параллельным местной вертикали с постоянной скоростью. Недостатком этого способа является высокая чувствительность процесса развертывания к реальным ошибкам в обеспечении начальных условий и погрешностям регулирования силы натяжения выпускаемого троса. Levin E.M. was proposed a method of deploying an orbital cable system with regulation of the tension force of the cable in proportion to the length of its released part [9,26]. A detailed analysis of this deployment method is available in the sources [6,8]. In particular, it has been shown that under certain conditions this method allows the so-called vertical divergence ("vertical drift") of objects connected by a cable along straight paths parallel to the local vertical at a constant speed during the deployment process. The disadvantage of this method is the high sensitivity of the deployment process to real errors in providing the initial conditions and the errors of regulation of the tension force of the produced cable.

Наиболее близким аналогом изобретения является способ развертывания орбитальной тросовой системы, описание которого имеется в источнике [27]. Описанный в этом источнике способ предусматривает развертывание орбитальной тросовой системы в три этапа: выведение объектов на траекторию вертикального расхождения, вертикальное расхождение объектов и приведение связки к местной вертикали. На разных этапах развертывания используются различные законы регулирования силы натяжения троса в зависимости от текущей длины его выпущенной части и скорости выпуска, причем для каждого закона зависимость заданной силы натяжения троса от его длины и скорости выпуска является линейной. The closest analogue of the invention is a method of deploying an orbital cable system, a description of which is available in the source [27]. The method described in this source involves the deployment of an orbital cable system in three stages: bringing objects to the path of vertical divergence, vertical divergence of objects and bringing the bundle to the local vertical. At different stages of deployment, different laws are used to control the tension of the cable depending on the current length of its released part and the speed of release, and for each law, the dependence of the specified tension on the cable on its length and speed of release is linear.

Этот способ заключается в следующем. В исходном состоянии два соединенных тросом объекта ("основной спутник" и "субспутник") состыкованы друг с другом, а трос компактно уложен ("намотан на лебедку"). В начальный момент времени t = 0 одному объекту сообщается начальная скорость V₀ относительно другого объекта, направленная вдоль местной вертикали. Затем выпускается трос с регулированием силы его натяжения по закону, формируемому в соответствии с данными о длине и скорости выпуска троса. Трос выпускается до достижения его конечной длины и установки системы вдоль местной вертикали.This method is as follows. In the initial state, two objects connected by a cable (“main satellite” and “sub-satellite”) are docked to each other, and the cable is compactly laid (“wound on a winch”). At the initial time t = 0, one object is informed of the initial velocity V ₀ relative to another object, directed along the local vertical. Then the cable is released with the regulation of its tension according to the law, formed in accordance with the data on the length and speed of release of the cable. The cable is released until it reaches its final length and the system is installed along the local vertical.

На первом этапе развертывания сила натяжения троса регулируется в соответствии с законом, выражаемым формулой

где
N₃ - заданная сила натяжения троса; M₁ и M₂ - масса первого и второго объекта соответственно; ω - средняя угловая скорость орбитального движения системы; L - длина выпущенной части троса; V - фактическая скорость выпуска троса; V_п - программная скорость выпуска троса, определяемая по формуле

где
V₁ = 0,9•V₀, V₂ = 0,3•V₁, t₁= 0,7ω. . Этот закон регулирования силы натяжения троса обеспечивает выведение объектов на траекторию вертикального расхождения.At the first stage of deployment, the tension force of the cable is regulated in accordance with the law expressed by the formula

Where
N ₃ - a given cable tension force; M ₁ and M ₂ are the masses of the first and second objects, respectively; ω is the average angular velocity of the orbital motion of the system; L is the length of the released part of the cable; V is the actual speed of release of the cable; V _p - software release speed of the cable, determined by the formula

Where
V ₁ = 0.9 • V ₀ , V ₂ = 0.3 • V ₁ , t ₁ = 0.7ω. . This law of regulation of the tension force of the cable ensures the withdrawal of objects on the path of vertical divergence.

В момент времени t = t₁ осуществляется переход на второй этап развертывания, на котором сила натяжения троса регулируется по закону, также выражаемому формулой (1), в которой программная скорость V_п = V₁. Этот закон регулирования силы натяжения троса обеспечивает вертикальное расхождение объектов по траекториям, асимптотически приближающимся к прямым линиям, параллельным местной вертикали.At time t = t ₁ , the transition to the second deployment stage takes place, at which the cable tension force is regulated according to the law, also expressed by formula (1), in which the program speed V _p = V ₁ . This law of regulation of the cable tension force provides vertical divergence of objects along trajectories asymptotically approaching straight lines parallel to the local vertical.

В момент времени t = t₂, определяемый из условия непрерывности управления, осуществляется переход на третий этап развертывания, на котором сила натяжения троса регулируется по закону, выражаемому формулой

где
L_к - номинальная длина троса в развернутой системе. Этот закон регулирования силы натяжения троса обеспечивает максимально быстрое гашение остаточных колебаний системы в плоскости орбиты и ее установку в вертикальное положение с конечной длиной троса, близкой к номинальной.At time t = t ₂ , which is determined from the condition of control continuity, the transition to the third deployment stage takes place, at which the cable tension force is regulated according to the law expressed by the formula

Where
L _to - the nominal length of the cable in a deployed system. This law of regulation of the cable tension force provides the most rapid damping of the residual oscillations of the system in the orbit plane and its installation in a vertical position with a finite cable length close to the nominal.

Недостатком способа, принятого в качестве прототипа, является недостаточная точность и надежность реализации развертывания орбитальной тросовой системы, причиной чего являются два основных обстоятельства. Во-первых, в этом способе развертывания используется управление силой натяжения троса не только по фазовым переменным (длине и скорости выпуска троса), но и по времени. В частности, переходы с первого на второй и со второго на третий этапы развертывания осуществляются в заранее и жестко заданные моменты времени t₁ и t₂, независимо от того, каковы в эти моменты времени фактические параметры развертывания и насколько они отличаются от расчетных или программных параметров. Кроме того, текущее время t используется в выражении для программной скорости выпуска троса (2). Управление по времени в теории автоматического управления традиционно считается менее точным и надежным, чем управление только по фазовым переменным. Во-вторых, на первом этапе развертывания длина троса и соответствующая ей сила натяжения очень малы. Практически осуществить точное управление силой натяжения выпускаемого троса на таком низком уровне затруднительно. Значительные ошибки в выдерживании заданной силы натяжения троса на первом этапе развертывания могут оказать существенное влияние на последующие этапы развертывания, что приведет к заметным отклонениям от расчетной траектории расхождения объектов. В результате этого к концу развертывания орбитальная тросовая система может иметь значительные динамические отклонения от устойчивого вертикального положения.The disadvantage of the method adopted as a prototype is the lack of accuracy and reliability of the deployment of the orbital cable system, the reason for which are two main circumstances. Firstly, this deployment method uses control of the tension force of the cable not only in phase variables (length and speed of cable release), but also in time. In particular, transitions from the first to the second and from the second to the third stages of deployment are carried out at predetermined and strictly specified time instants t ₁ and t ₂ , regardless of what the actual deployment parameters are at these instants and how much they differ from the calculated or program parameters . In addition, the current time t is used in the expression for the software release speed of the cable (2). Time control in the theory of automatic control is traditionally considered less accurate and reliable than control only by phase variables. Secondly, at the first stage of deployment, the cable length and the corresponding tension force are very small. In practice, it is difficult to precisely control the tension force of the produced cable at such a low level. Significant errors in maintaining a given cable tension at the first deployment stage can have a significant impact on the subsequent deployment stages, which will lead to noticeable deviations from the calculated path of the objects diverging. As a result, by the end of the deployment, the orbital cable system may have significant dynamic deviations from a stable vertical position.

Изобретение направлено на решение технической задачи развертывания орбитальной тросовой системы с повышением точности и надежности реализации развертывания. Это достигается главным образом за счет исключения времени из алгоритма управления силой натяжения выпускаемого троса, а также за счет использования дополнительного корректирующего импульса относительной скорости расходящихся объектов с целью компенсации погрешностей, накопленных на первом этапе развертывания. The invention is aimed at solving the technical problem of deploying an orbital cable system with increasing accuracy and reliability of deployment implementation. This is achieved mainly by eliminating time from the control algorithm of the tension force of the produced cable, as well as by using an additional correction pulse of the relative speed of diverging objects in order to compensate for errors accumulated in the first stage of deployment.

Сущность изобретения заключается в том, что на первом этапе развертывания два соединенных тросом объекта расстыковывают и по крайней мере одному объекту сообщают начальную скорость расхождения вдоль местной вертикали V₀. В отличие от прототипа начальная скорость расхождения объектов V₀ превышает величину

где
V_* - заданная вертикальная проекция скорости расхождения объектов на местную вертикаль на втором этапе, определяемая из требуемой длительности развертывания. Затем выпускают трос, регулируя силу его натяжения. В отличие от прототипа на первом этапе развертывания силу натяжения троса поддерживают в диапазоне от нуля до величины

В отличие от прототипа, переход от первого ко второму этапу развертывания выполняют, когда горизонтальная проекция расстояния между объектами на перпендикуляр к местной вертикали достигнет величины

В отличие от прототипа в момент перехода от первого ко второму этапу развертывания по крайней мере одному объекту сообщают дополнительную скорость, обеспечивающую нулевую горизонтальную проекцию скорости расхождения объектов и вертикальную проекцию скорости расхождения объектов, равную заданной вертикальной проекции скорости расхождения объектов на втором этапе V,. На втором этапе развертывания силу натяжения регулируют по закону, выражаемому формулой (1). В отличие от прототипа, на втором этапе развертывания в законе регулирования силы натяжения троса программную скорость выпуска троса V_п формируют по закону

В отличие от прототипа переход от второго к третьему этапу развертывания выполняют, когда длина выпущенной части троса L достигнет величины

На третьем этапе развертывания силу натяжения троса регулируют по закону, выражаемому формулой (3). В отличие от прототипа выпуск троса прекращают после того, как длина выпущенной части троса L по крайней мере один раз превысит номинальную длину троса L_к, в момент, когда скорость выпуска троса V станет меньше величины

где
A_N - предельная допустимая амплитуда остаточных колебаний силы натяжения троса; EF - жесткость троса на растяжение.The essence of the invention lies in the fact that at the first stage of deployment, two objects connected by a cable are undocked and at least one object is informed of the initial speed of divergence along the local vertical V ₀ . In contrast to the prototype, the initial velocity of the divergence of objects V ₀ exceeds the value

Where
V _* - a given vertical projection of the speed of the divergence of objects on the local vertical in the second stage, determined from the required deployment duration. Then release the cable, adjusting the force of its tension. Unlike the prototype, at the first stage of deployment, the cable tension force is maintained in the range from zero to

Unlike the prototype, the transition from the first to the second stage of deployment is performed when the horizontal projection of the distance between objects on a perpendicular to the local vertical reaches the value

In contrast to the prototype, at the time of transition from the first to the second stage of deployment, at least one object is informed of an additional speed that provides a zero horizontal projection of the speed of separation of objects and a vertical projection of the speed of separation of objects equal to a given vertical projection of the speed of separation of objects at the second stage V ,. At the second stage of deployment, the tension force is regulated according to the law expressed by formula (1). Unlike the prototype, at the second stage of deployment in the law of regulation of the tension force of the cable, the program speed of the cable release V _{p is} formed according to the law

In contrast to the prototype, the transition from the second to the third stage of deployment is performed when the length of the released part of the cable L reaches

At the third stage of deployment, the tension force of the cable is regulated according to the law expressed by formula (3). Unlike the prototype, the release of the cable is stopped after the length of the released part of the cable L at least once exceeds the nominal length of the cable L _k , at a time when the speed of cable release V becomes less than

Where
A _N is the maximum permissible amplitude of the residual oscillations of the cable tension force; EF is the tensile strength of the cable.

Сущность изобретения поясняется чертежом. The invention is illustrated in the drawing.

Орбитальная тросовая система состоит из верхнего объекта 1 и нижнего объекта 2, соединенных тросом 3, и движется по околокруговой орбите вокруг Земли 4. Процесс развертывания системы рассматривается в орбитальной системе координат XOY, где центр O совпадает с центром масс объекта 1, ось Y направлена вверх по местной вертикали 5 и определяет "вертикальное" направление, а ось X лежит в плоскости орбиты, направлена перпендикулярно оси У вперед по направлению полета системы и определяет "горизонтальное" направление. В исходном состоянии объекты 1 и 2 состыкованы, а трос 3 компактно уложен. В процессе развертывания системы объект 2 движется относительно объекта 1, имея текущие координаты X и Y и проекции текущей скорости V_x и V_y.The orbital cable system consists of the upper object 1 and the lower object 2, connected by a cable 3, and moves in a near-circular orbit around the Earth 4. The deployment process of the system is considered in the XOY orbital coordinate system, where the center O coincides with the center of mass of object 1, the Y axis is directed up 5 along the local vertical and determines the "vertical" direction, and the X axis lies in the plane of the orbit, is directed perpendicular to the Y axis forward in the flight direction of the system and determines the "horizontal" direction. In the initial state, objects 1 and 2 are docked, and cable 3 is compactly laid. In the process of deploying the system, object 2 moves relative to object 1, having current coordinates X and Y and projections of the current speed V _x and V _y .

В начальный момент времени объекты 1 и 2 расстыковывают и одному из объектов 1 или 2 либо обоим объектам 1 и 2, например, с помощью пружинных толкателей и/или реактивных двигателей сообщают начальную скорость взаимного расхождения V₀, направленную вдоль местной вертикали 5, то есть по оси Y. Начальная скорость V₀ расхождения объектов 1 и 2 должна превышать критическую величину V_кр, определяемую по формуле (4), что в дальнейшем обеспечивает гарантированное достижение горизонтальной проекции X_* (проекции на ось X) расстояния между объектами 1 и 2, определяемой по формуле (6), для крайнего случая нулевой силы натяжения троса 3 на первом этапе развертывания. Величина заданной вертикальной проекции скорости расхождения объектов на втором этапе V в формуле (4) задается исходя из требуемой длительности развертывания системы.At the initial moment of time, objects 1 and 2 are undocked to one of objects 1 or 2 or to both objects 1 and 2, for example, with the help of spring pushers and / or jet engines, the initial speed of mutual divergence V ₀ directed along the local vertical 5, i.e. along the Y axis. The initial speed V _{0 of the} divergence of objects 1 and 2 should exceed the critical value V _cr determined by formula (4), which further ensures the horizontal projection X _* (projection onto the X axis) of the distance between objects 1 and 2 is guaranteed to def provided by formula (6), for the extreme case of zero tension force of the cable 3 at the first stage of deployment. The value of the given vertical projection of the speed of the divergence of objects at the second stage V in the formula (4) is set based on the required duration of the deployment of the system.

Затем выпускают трос 3, регулируя силу его натяжения N таким образом, чтобы она поддерживалась в диапазоне от нуля до критической величины N_кр, определяемой по формуле (5). Это обеспечивает отход объекта 2 от объекта 1 по плавной и устойчивой траектории (I) с гарантированным достижением горизонтальной проекции X_*, расстояния между объектами 1 и 2. Если сила натяжения троса 3 N будет превышать критическую величину N_кр, траектории движения объекта 2 относительно объекта 1 будут петлеобразными и неустойчивыми, а горизонтальная проекция X_* не будет достигнута.Then release the cable 3, adjusting the force of its tension N so that it is maintained in the range from zero to a critical value of N _cr determined by the formula (5). This ensures that object 2 moves away from object 1 along a smooth and stable path (I) with guaranteed achievement of horizontal projection X _* , the distance between objects 1 and 2. If the cable pull force 3 N exceeds a critical value of N _cr , the path of the object 2 relative to the object 1 will be loop-shaped and unstable, and the horizontal projection X _* will not be achieved.

На чертеже показана примерная расчетная траектория (I) движения объекта 2 относительно объекта 1 на первом этапе развертывания: объект 2 уходит "вниз и вперед". The drawing shows an approximate calculated trajectory (I) of the movement of the object 2 relative to the object 1 at the first stage of deployment: object 2 goes "down and forward".

Первый этап развертывания заканчивается в момент, когда горизонтальная проекция расстояния между объектами 1 и 2 X достигнет величины X_*, определяемой по формуле (6). Практический контроль этого условия может быть выполнен, например, с использованием бортовой навигационной системы, определяющей фактические или расчетные координаты и скорости относительного движения объектов (1) и (2) в процессе развертывания системы. В момент выполнения условия X = X определяются горизонтальная и вертикальная проекции относительной скорости объектов 1 и 2 и вычисляются потребные составляющие дополнительной скорости V_д. Дополнительная скорость должна обеспечивать обнуление горизонтальной проекции скорости расхождения объектов 1 и (2) (V_X = 0) и достижение вертикальной проекции скорости расхождения объектов 1 и 2, равной заданной величине (V_y = V_*).The first stage of deployment ends at the moment when the horizontal projection of the distance between objects 1 and 2 X reaches the value X _* determined by formula (6). Practical control of this condition can be performed, for example, using an on-board navigation system that determines the actual or estimated coordinates and relative speeds of objects (1) and (2) during the deployment of the system. At the time the condition X = X is fulfilled, the horizontal and vertical projections of the relative speed of objects 1 and 2 are determined and the required components of the additional speed V _d are calculated. The additional speed must ensure the zeroing of the horizontal projection of the speed of divergence of objects 1 and (2) (V _X = 0) and the achievement of the vertical projection of the speed of divergence of objects 1 and 2, equal to the specified value (V _y = V _* ).

Затем по крайней мере одному из объектов 1 и 2 сообщают дополнительную скорость с ранее вычисленными потребными составляющими. Дополнительный импульс относительной скорости расхождения объектов 1 и 2 компенсирует погрешности, накопленные на первом этапе развертывания, и обеспечивает достаточно точное выполнение начальных условий второго этапа развертывания, необходимых для реализации вертикального расхождения объектов 1 и 2. После этого начинается регулирование силы натяжения троса 3 в зависимости от длины его выпущенной части L и скорости выпуска V в соответствии с законом, выражаемым формулой (1), где программная скорость выпуска V_п определяется по формуле (7). На чертеже показана расчетная траектория (II) относительного движения объекта 2 на втором этапе развертывания, представляющая собой прямую линию, параллельную местной вертикали 5, причем движение объекта 2 по траектории (II) происходит с постоянной вертикальной скоростью V_y = V_*.Then at least one of the objects 1 and 2 is informed of an additional speed with previously calculated required components. An additional impulse of the relative speed of the divergence of objects 1 and 2 compensates for the errors accumulated at the first stage of deployment, and provides a fairly accurate fulfillment of the initial conditions of the second stage of deployment, which are necessary for the vertical divergence of objects 1 and 2. After that, the tension of the cable 3 begins to be adjusted depending on the length of its issued part L and the speed of release V in accordance with the law expressed by the formula (1), where the program speed of release V _p is determined by the formula (7). The drawing shows the calculated trajectory (II) of the relative motion of object 2 at the second deployment stage, which is a straight line parallel to the local vertical 5, and the movement of object 2 along trajectory (II) occurs with a constant vertical speed V _y = V _* .

Второй этап развертывания заканчивается в момент, когда длина выпущенной части троса 3 L достигнет величины L, определяемой по формуле (8). При выполнении этого условия обеспечивается минимальный "скачок" силы натяжения троса 3 при переходе от второго к третьему этапу развертывания. Затем начинается регулирование силы натяжения троса 3 в соответствии с законом, выражаемым формулой (3). На фиг. 1 показана примерная расчетная траектория (III) относительного движения объекта 2 на третьем этапе: длина выпущенной части троса 3 L асимптотически приближается к номинальной длине L_К, скорость выпуска троса 3 V асимптотически приближается к нулю, а угол отклонения системы от местной вертикали 5 асимптотически приближается к нулю, то есть система постепенно занимает устойчивое вертикальное положение.The second deployment stage ends at the moment when the length of the released part of the cable 3 L reaches the value L, determined by the formula (8). When this condition is met, a minimum “jump” in the tension force of the cable 3 is ensured during the transition from the second to the third stage of deployment. Then begins the regulation of the tension force of the cable 3 in accordance with the law expressed by the formula (3). In FIG. Figure 1 shows an approximate calculated trajectory (III) of the relative motion of object 2 in the third stage: the length of the released part of the cable 3 L asymptotically approaches the nominal length L _K , the release speed of the cable 3 V asymptotically approaches zero, and the angle of deviation of the system from the local vertical 5 asymptotically approaches to zero, that is, the system gradually occupies a stable vertical position.

Выпуск троса 3 прекращают после того, как длина выпущенной части троса 3 L по крайней мере один раз превысит номинальную длину L_К в момент, когда скорость выпуска троса 3 V станет меньше величины, определяемой по формуле (9). При выполнении этих условий обеспечивается нахождение в допустимых пределах интенсивности остаточных продольных колебаний развернутой системы. Предельная допустимая амплитуда A_N остаточных колебаний силы натяжения троса 3 может быть выбрана исходя из условия сохранения прочности троса 3, отсутствия его полного ослабления или по другим требованиям.The release of the cable 3 is stopped after the length of the released part of the cable 3 L at least once exceeds the nominal length L _K at the moment when the release speed of the cable 3 V becomes less than the value determined by the formula (9). When these conditions are met, it is ensured that the intensity of the residual longitudinal vibrations of the deployed system is within acceptable limits. The maximum allowable amplitude A _{N of the} residual fluctuations in the tension force of the cable 3 can be selected based on the condition of maintaining the strength of the cable 3, the absence of its complete weakening, or according to other requirements.

Регулирование силы натяжения выпускаемого троса в процессе развертывания орбитальной тросовой системы является самостоятельной технической задачей, решение которой может быть реализовано, например, с помощью лебедки, содержащей вращающийся барабан с намотанным тросом, и автоматизированный электропривод, создающий на барабане вращающий момент. Для правильного формирования величины вращающего момента лебедка может быть снабжена, например, датчиками силы натяжения троса, длины выпущенного троса, угловой скорости барабана и т. п. The regulation of the tension force of the produced cable during the deployment of the orbital cable system is an independent technical task, the solution of which can be implemented, for example, using a winch containing a rotating drum with a wound cable, and an automated electric drive that creates torque on the drum. For the correct formation of the magnitude of the torque, the winch can be equipped, for example, with sensors of the tension force of the cable, the length of the released cable, the angular velocity of the drum, etc.

Литература:
1. Lang D. D., Nolting R.R. Operations with tethered space vehicles // Gemini Summary Conference, February 1-2, 1967, Houston, Texas, NASA SP-138. - P. 55-66;
2. Sasaki S., Oyama K.I., Kawashima N. et al. Results from a series of tethered rocket experiments // Journal of Spacecraft and Rockets, 1987, V. 24, No. 5. - P. 444-453;
3. Tyc G. , Vigneron F. R., Jablonski A. M. Tether dynamics investigations for the Canadian OEDIPUS and BICEPS missions // International Round Table on Tethers in Space. - ESTEC, Noordwijk, The Netherlands. - 28-30 September 1994;
4. Bergamaschi S., Loria A., Wood G.M. SEDS-I features and dynamics during deployment // International Round Table on Tethers in Space. - ESTEC, Noordwijk, The Netherlands. - 28-30 September, 1994;
5. Chlouber D., Jost R. 3., McCoy J. E., Wilson T. L. Plasma Motor Generator (PMG) mission report // August 15, 1994, Houston, Texas, NASA JSC-26714;
6. Белецкий B.B., Левин E.M. Динамика космических тросовых систем. - M.: Наука, 1990;
7. Иванов В. А. , Лаптырев Д.А. Исследование относительного движения связки двух космических объектов при регулировании длины троса // Космические исследования, 1986, Т. XXIV, вып. 4. - с. 544-552;
8. Иванов В. А., Ситарский Ю.С. Динамика полета системы гибко связанных космических объектов. - M.: Машиностроение, 1986;
9. Левин E.M. О развертывании протяженной связки на орбите // Космические исследования, 1983, T. XXI, вып. l. - с. 678-688;
10. Eades J.B.J. Analytical solution for extensible tethers // Journal of Spacecraft and Rockets. - 1974. -V. II. -No. 4. -P. 254- 255;
11. Kane T. R. , Levinson D.A. Deployment of a cable-supported payload from an orbiting spacecraft // Journal of Spacecraft and Rockets, 1977, V. 14. - No. 7. - P. 409-413;
12. Misra A. K. , Modi V.3. Deployment and retrieval of a subsatellite connected by a tether to the Space Shuttle // AIAA Paper, 1980, - No.1693, 9 р.;
13. Misra A.K., Modi V. 3. Deployment and retrieval of Shuttle supported tethered satellites // Journal of Guidance, Control and Dynamics, 1982, V. 5. - No. 3. - P. 278-285;
14. Modi V.3., Misra A.K. Deployment dynamics and control of the Space Shuttle based tethered subsatellite systems // Proceedings of 13 International Symposium on Space Technology and Science. - Journal of Astronautical Sciences, 1983, V. 31. - No. l. - P. 135-149;
15. Modi V. 3. , Misra A.K. Deployment dynamics of tethered satellite systems // AIAA Paper, 1978, No.1398, - P. 10;
16. Modi V.3., Misra A.K. On the deployment dynamics of tether connected two-body systems // Journal of the Academy of Astronautics, 1979, V. 6. - P. 1179-1183;
17. Von Flotow A. H., Williamson P. R. Deployment of a tethered satellite pair into low earth orbit for plasma diagnostics // Journal of the Astronautical Sciences, 1986, V. 34. - No. l. P. 65-90;
18. Space Shuttle mission STS-46 press kit. NASA, July 1992;
19. The Tethered Satellite System Reflight. NASA, February 1996;
20. Eades J. B. J. A control system for orbiting tethered-body operations // Proceedings IFAC 6-th World Congress. - Boston- Cambriedge, 1975, Part. 4. - Pittsburgh, 1975, 14.2/1 - 14.2/6;
21. Rupp C.C., Kissel R.R. Tetherline system for orbiting satellites. U. S. Patent N 4083520, April 11, 1978, Int. Cl. B. 64 G 1/100, US Cl. 244/167; 244/161;
22. Rupp C.C., Laue J.H. Shuttle/Tethered Satellite System // Journal of Astronautical Sciences. - January-March 1978. - V. XXVI. - N 1. - P. 1-17;
23. Swet C. J. Method for deployment and stabilising orbiting structures. U.S. Patent Office N 3532298, Oct. 6, 1970, Int. Cl. B 64 G 1/00, U.S. Cl. 244-1;
24. Swet C. J., Whisnant J. M. Deployment of a tethered orbiting interferometer // Journal of Astronautical Sciences. - July-August, 1969, V. XVII. - N 1, - P. 44-59;
25. Wood G. M. et al. The Small Expendable Deployer System (SEDS) end mass 'experiments // International Round Table on Tethers in Space. - ESTEC, Noordwijk, The Netherlands, 28-30 September 1994;
26. Левин Е.М. Динамика орбитальной тросовой системы: Автореф. дис. канд. физ.-мат. наук / МГУ. - М.:, 1983;
27. Левин Е.М. Метод выделения быстрых и медленных составляющих управляемых движений орбитальных тросовых систем // Техническая кибернетика. - N 2, 1991, с. 195-199.Literature:
1. Lang DD, Nolting RR Operations with tethered space vehicles // Gemini Summary Conference, February 1-2, 1967, Houston, Texas, NASA SP-138. - P. 55-66;
2. Sasaki S., Oyama KI, Kawashima N. et al. Results from a series of tethered rocket experiments // Journal of Spacecraft and Rockets, 1987, V. 24, No. 5. - P. 444-453;
3. Tyc G., Vigneron FR, Jablonski AM Tether dynamics investigations for the Canadian OEDIPUS and BICEPS missions // International Round Table on Tethers in Space. - ESTEC, Noordwijk, The Netherlands. - 28-30 September 1994;
4. Bergamaschi S., Loria A., Wood GM SEDS-I features and dynamics during deployment // International Round Table on Tethers in Space. - ESTEC, Noordwijk, The Netherlands. - 28-30 September, 1994;
5. Chlouber D., Jost R. 3., McCoy JE, Wilson TL Plasma Motor Generator (PMG) mission report // August 15, 1994, Houston, Texas, NASA JSC-26714;
6. Beletsky BB, Levin EM Dynamics of space cable systems. - M .: Nauka, 1990;
7. Ivanov V.A., Laptyrev D.A. Investigation of the relative motion of a bundle of two space objects when adjusting the length of the cable // Space Research, 1986, T. XXIV, no. 4. - p. 544-552;
8. Ivanov V. A., Sitarsky Yu.S. Flight dynamics of a system of flexibly connected space objects. - M .: Engineering, 1986;
9. Levin EM On the deployment of an extended ligament in orbit // Space Research, 1983, T. XXI, no. l. - from. 678-688;
10. Eades JBJ Analytical solution for extensible tethers // Journal of Spacecraft and Rockets. - 1974. -V. II. -No. 4. -P. 254-255;
11. Kane TR, Levinson DA Deployment of a cable-supported payload from an orbiting spacecraft // Journal of Spacecraft and Rockets, 1977, V. 14. - No. 7. - P. 409-413;
12. Misra AK, Modi V.3. Deployment and retrieval of a subsatellite connected by a tether to the Space Shuttle // AIAA Paper, 1980, No.1693, 9 pp.
13. Misra AK, Modi V. 3. Deployment and retrieval of Shuttle supported tethered satellites // Journal of Guidance, Control and Dynamics, 1982, V. 5. - No. 3. - P. 278-285;
14. Modi V.3., Misra AK Deployment dynamics and control of the Space Shuttle based tethered subsatellite systems // Proceedings of 13 International Symposium on Space Technology and Science. - Journal of Astronautical Sciences, 1983, V. 31. - No. l. - P. 135-149;
15. Modi V. 3., Misra AK Deployment dynamics of tethered satellite systems // AIAA Paper, 1978, No.1398, - P. 10;
16. Modi V. 3., Misra AK On the deployment dynamics of tether connected two-body systems // Journal of the Academy of Astronautics, 1979, V. 6. - P. 1179-1183;
17. Von Flotow AH, Williamson PR Deployment of a tethered satellite pair into low earth orbit for plasma diagnostics // Journal of the Astronautical Sciences, 1986, V. 34. - No. l. P. 65-90;
18. Space Shuttle mission STS-46 press kit. NASA, July 1992;
19. The Tethered Satellite System Reflight. NASA, February 1996;
20. Eades JBJ A control system for orbiting tethered-body operations // Proceedings IFAC 6th World Congress. - Boston-Cambriedge, 1975, Part. 4. - Pittsburgh, 1975, 14.2 / 1 - 14.2 / 6;
21. Rupp CC, Kissel RR Tetherline system for orbiting satellites. US Patent N 4083520, April 11, 1978, Int. Cl. B. 64 G 1/100, US Cl. 244/167; 244/161;
22. Rupp CC, Laue JH Shuttle / Tethered Satellite System // Journal of Astronautical Sciences. - January-March 1978. - V. XXVI. - N 1. - P. 1-17;
23. Swet CJ Method for deployment and stabilizing orbiting structures. US Patent Office N 3532298, Oct. 6, 1970, Int. Cl. B 64 G 1/00, US Cl. 244-1;
24. Swet CJ, Whisnant JM Deployment of a tethered orbiting interferometer // Journal of Astronautical Sciences. - July-August, 1969, V. XVII. - N 1, - P. 44-59;
25. Wood GM et al. The Small Expendable Deployer System (SEDS) end mass' experiments // International Round Table on Tethers in Space. - ESTEC, Noordwijk, The Netherlands, 28-30 September 1994;
26. Levin E.M. Dynamics of the orbital cable system: Author's abstract. dis. Cand. Phys.-Math. sciences / MSU. - M.:, 1983;
27. Levin E.M. A method for distinguishing fast and slow components of controlled movements of orbital cable systems // Technical Cybernetics. - N 2, 1991, p. 195-199.

Claims

A method of deploying an orbital cable system, including undocking two objects of the system connected by a cable, communicating to at least one object the initial speed of divergence along the local vertical with subsequent release of the cable, adjusting the cable tension force in the first stage to a predetermined moment, adjusting the cable tension force in the second stage by the law

where N ₃ - a given cable tension force;
M ₁ and M ₂ are the masses of the first and second objects, respectively;
ω is the average angular velocity of the orbital motion of the system;
L is the length of the released part of the cable;
V is the actual speed of release of the cable;
V _p - software release speed of the cable,
up to a given point, the regulation of the cable tension force in the third stage according to the law

where L _k is the nominal cable length in a deployed system,
characterized in that at the first stage support the cable tension force in the range from zero to a value equal to

where V ₀ - the initial velocity of the divergence of objects in excess of a value equal to
V _cr = V _* / 6,
where V _* is the given vertical projection of the speed of the divergence of objects on the local vertical at the second stage, determined from the required deployment duration,
up to a given moment of achieving a horizontal projection of the distance between objects on a perpendicular to the local vertical equal to

at least one object is informed of an additional speed until the horizontal projection of the speed of separation of objects is achieved and the vertical projection of the speed of separation of objects is reached equal to the specified vertical projection of the speed of separation of objects in the second stage, in the second stage, when adjusting the cable tension force, the program cable release speed is formed according to the law

until reaching the length of the released part of the cable equal to

the cable release is stopped after the length of the released part exceeds at least once the nominal cable length in the deployed system, at the moment when the cable release speed becomes less than the value equal to