RU2137682C1

RU2137682C1 - Method for extending active period of space vehicles

Info

Publication number: RU2137682C1
Application number: RU96124535A
Authority: RU
Original assignee: Гуров Александр Ефимович
Priority date: 1996-12-25
Filing date: 1996-12-25
Publication date: 1999-09-20

Abstract

FIELD: miscellaneous space objects. SUBSTANCE: satellite-mounted sensor supplied with power from solar batteries is oriented beyond the Earth. Electromagnetic waves are radiated by means of sensor into space, signals reflected from external bodies are received and sorted out using calculated point of rendezvous and kinetic energy of collision between satellite and external body in case of their interaction as criterion of this procedure. After sensor has received electromagnetic waves reflected from most dangerous body, satellite is conveyed to safe orbit. EFFECT: provision for preventing collision between space vehicles and external bodies. 4 dwg

Description

Изобретение относится к исследованиям и освоению космического пространства и может быть использовано в космических объектах различного назначения. The invention relates to research and development of outer space and can be used in space objects for various purposes.

Известен способ увеличения сроков активного (САС) космических аппаратов, заключающийся в том, что образуют перед звездолетом облако из механических частиц, кинетически воздействуют облаком на встречное по курсу звездолета космическое тело и избегают с ним столкновения вследствие его разрушения и испарения частицами облака [1]. There is a method of increasing the duration of active (CAC) spacecraft, which consists in the fact that they form a cloud of mechanical particles in front of the spaceship, kinetically act as a cloud on the cosmic body opposite the course of the spaceship and avoid collisions with it due to its destruction and evaporation by cloud particles [1].

Способ упускает шанс (1 - P) невстречного столкновения звездолета и тела, где P - вероятность их лобового удара. Неизвестные астероиды, кометы и метеорные тела при полете к звезде Барнарда могут предвосхитить успешное завершение экспедиции проекта "Дедал". Полагая, что САС есть время от начала полета до рокового события обратим внимание на отношение полетного T_п и пролетного T_пр времен звездолета, явно большее 1 для этой экспедиции будущего при планируемой скорости звездолета 0,1 от скорости света - c. Следовательно, роковое событие действительно возможно на интервале полетного времени, т. к. (1-P) T_п > PT_пр, {0 ≤ P < 1} даже при значении P = 0,5, которое здесь, по-видимому, следует рассматривать как критическое, если способ не будет принят во внимание. Считая величины P, T_пр фиксированными и большими нуля, приходим к выводу: межзвездным экспедициям на интервале полетного времени выгодны скорости большие, чем 0,1 с, как уменьшающие этот интервал и вместе с ним возможность невстречного столкновения, что однако способно ограничиваться техническими характеристиками будущих двигательных установок, допустимыми величинами перегрузок по ускорению и другими причинами.The method misses the chance (1 - P) of an unfavorable collision of a spaceship and a body, where P is the probability of their frontal impact. Unknown asteroids, comets and meteor bodies during the flight to the star of Barnard can anticipate the successful completion of the expedition of the Daedalus project. Assuming that the SAS is the time of the flight before the fatal events draw attention to the attitude of flight T _n T and transit _{times, etc.} starship, clearly greater than 1 for the expedition of the future with the planned speed starship 0.1 the speed of light - c. Therefore, a fatal event is indeed possible on the flight time interval, since (1-P) T _p > PT _pr , {0 ≤ P <1} even with a value of P = 0.5, which, apparently, follows here considered critical if the method is not taken into account. Assuming that the values of P, T _{pr are} fixed and large at zero, we conclude that interstellar expeditions on the flight time interval are advantageous for speeds greater than 0.1 s, which reduce this interval and with it the possibility of an unacceptable collision, which, however, can be limited by the technical characteristics of future propulsion systems, permissible acceleration overloads and other reasons.

В околоземном космосе, где скорость полетов практически всегда останется много меньше указанной, а времена T_п и T_пр можно считать одной и той же величиной, например, в случаях исследований нашей планеты с помощью искусственных спутников Земли (ИСЗ) и других важных приложений этих технических средств, эффективность данного способа скорее всего не востребуется, что видно из простого преобразования показанного неравенства в следующее: (1 - P) > P, (0 ≤ P < 0,5}, т.е. вероятность лобового столкновения здесь уже не играет ведущей роли по сравнению с вышерассмотренным случаем.In near-Earth space, where the flight speed will almost always remain much less than indicated, and the times T _p and T _pr can be considered the same value, for example, in cases of researching our planet using artificial Earth satellites (AES) and other important applications of these technical means, the effectiveness of this method is most likely not needed, as can be seen from a simple transformation of the shown inequality into the following: (1 - P)> P, (0 ≤ P <0.5}, i.e. the probability of a head-on collision does not play a leading role here roles compared to above the case considered.

Наиболее близким по техническому существу к предлагаемому является способ увеличения САС космических аппаратов, заключающийся в том, что устанавливают из ИСЗ инфракрасный (ИК) датчик факела ракет на фоне Земли, выводят ИСЗ с ИК датчиком при помощи тяги ракетных двигателей (ракетоносителя) на заданную орбиту, запитывают электроэнергией от солнечных батарей (СБ) повышенной мощности и ориентируют ИК датчик на Землю [2]. Спутник содержит в своем составе также другое инженерное обеспечение, необходимое для выполнения полетной задачи: телескоп, системы управления, связи с Землей, астрокоррекции, стабилизации орбиты, программно-математическое обеспечение и т.п. The closest in technical essence to the proposed one is a method of increasing the SAS of spacecraft, which consists in installing an infrared (IR) rocket torch sensor from the satellite on the background of the Earth, placing a satellite with an IR sensor using the thrust of rocket engines (launch vehicle) into a given orbit, powered by electricity from solar panels (SB) of increased power and orient the IR sensor to the Earth [2]. The satellite also contains other engineering support necessary to carry out the flight task: a telescope, a control system, communication with the Earth, astro-correction, orbit stabilization, mathematical software, etc.

Фотоэлементы СБ вместе с химическими источниками тока обеспечивают длительное электропитание бортовой аппаратуры ИСЗ, в т.ч. при решении задач предупреждения о ракетном нападении. Но, метеорная эрозия, как один из влияющих факторов космоса [3] , со временем разрушает оптически чувствительную поверхность этих элементов, чем уменьшает коэффициент их преобразования солнечной энергии в электрическую. Бортовой энергетический баланс постепенно нарушается и приборы вследствие прогрессирующей нехватки электроэнергии перестают нормально функционировать. САС спутников с обычными СБ на околоземных орбитах не превосходит 2-3 лет и зависит от отдаваемой мощности СБ. Чем она больше - тем выше САС, т.к. возникает резерв времени питания аппаратуры. Резерв повышается: применением лучших чем монокристаллический кремний или арсенид галлия полупроводниковых материалов (аморфный гидрогенизированный кремний); увеличением площади панелей, влияющем на весовое совершенство и вероятность пробоя СБ как большей метеорной мишени; за счет более полного использования солнечного спектра пленочными полупроводниковыми преобразователями последовательно нанесенными на подложку, т.е. получением большего КПД панели (освоена технология с геометрическими размерами (3,6-0,35 микрон и 20-ю слоями на кристалле при производстве процессоров P-5 и P-6 [4, 5, 6]). SB solar cells, together with chemical current sources, provide long-term power supply to the satellite onboard equipment, including in solving missile warning tasks. But, meteoric erosion, as one of the influencing factors of space [3], destroys the optically sensitive surface of these elements over time, which reduces the coefficient of their conversion of solar energy into electrical energy. The onboard energy balance is gradually disturbed and the devices cease to function normally due to a progressing lack of electricity. The SAS of satellites with conventional SBs in near-Earth orbits does not exceed 2-3 years and depends on the power delivered to the SB. The larger it is, the higher the CAC, because there is a reserve power supply time. The reserve is increased: by using semiconductor materials better than single-crystal silicon or gallium arsenide (amorphous hydrogenated silicon); an increase in the area of the panels, affecting the weight perfection and the probability of breakdown of the SB as a larger meteor target; due to more complete use of the solar spectrum by film semiconductor converters sequentially deposited on a substrate, i.e. obtaining a higher efficiency of the panel (the technology with geometric dimensions (3.6-0.35 microns and 20 layers on the chip in the production of P-5 and P-6 processors [4, 5, 6] has been mastered)).

Однако все эти серьезные технологические и производственные усилия по поводу резерва могут оказаться безуспешными вследствие случайного соударения панели с метеорными повышенных размеров или с остатками (фрагментами) обработавших в околоземном пространстве космических аппаратов, что угрожает не только работоспособности СБ, но и спутника в целом. Так, по данным [7, с. 69] в околоземном космосе на январь 1989 года (момент составления доклада КОСПАР) находилось приблизительно 7000 объектов искусственного происхождения размером более 20 см, 2000 объектов размером 10-20 см, 50000 объектов размером 1-10 см и миллиарды объектов до 1 см. Со временем вероятность такого исхода событий (за исключением специальных случаев, например, станции МИР-2) будет все более увеличиваться: чем больший расчетный САС имеет космический аппарат, тем более вероятно что этот срок в полете не будет полностью выработан. Имеет и военный аспект этой проблемы. Например, в 1959 году было проведено испытание противоспутникового оружия запуском с бомбардировщика В-47 ракеты для перехвата ИСЗ "Эксплорер-6"; известен проект "Сверкающие камешки" на базе малогабаритной ракеты с размером около 1 метра, которая может быть размещена как в космосе, так и на Земле [7, с. 53, 55]. However, all these serious technological and production efforts regarding the reserve may be unsuccessful due to an accidental collision of a panel with increased meteoric dimensions or with residues (fragments) of spacecraft processed in near-Earth space, which threatens not only the performance of the SB, but also of the satellite as a whole. So, according to [7, p. 69] in near-Earth space as of January 1989 (at the time of writing the COSPAR report) there were approximately 7,000 objects of artificial origin larger than 20 cm in size, 2,000 objects in size 10-20 cm, 50,000 objects in size 1-10 cm and billions of objects up to 1 cm. Over time the likelihood of such an outcome of events (with the exception of special cases, for example, the MIR-2 station) will increase more and more: the larger the estimated spacecraft has a spacecraft, the more likely it is that this period in flight will not be fully worked out. There is also a military aspect to this problem. For example, in 1959, an anti-satellite weapon was tested by launching a rocket from a B-47 bomber to intercept the Explorer-6 satellite; the famous project “Sparkling Pebbles” based on a small-sized rocket with a size of about 1 meter, which can be placed both in space and on Earth [7, p. 53, 55].

Указанные способы не обеспечивают надежность (другими словами живучесть) космического аппарата при столкновении с внешними телами, двигающимися под разными углами к его траектории и обладающими при этом некоторым запасом кинетической энергии. При равных условиях такого столкновения энергия, как известно, увеличивается с возрастанием геометрических размеров тел, т.к. увеличивается их масса. Поэтому во всех случаях рассматриваемого взаимодействия тел, обладающих достаточной кинетической энергией, вполне реален выход космического аппарата из строя до истечения гарантированного времени работы, что крайне нежелательно из-за большой стоимости запуска и дороговизны подобных объектов, высокой сложности и трудоемкости их изготовления, и по причинам соперничества. These methods do not provide reliability (in other words, survivability) of a spacecraft in a collision with external bodies moving at different angles to its trajectory and at the same time possessing a certain amount of kinetic energy. Under equal conditions of such a collision, the energy, as is known, increases with the geometric dimensions of bodies, because their mass increases. Therefore, in all cases of the considered interaction of bodies with sufficient kinetic energy, it is quite possible for the spacecraft to fail before the guaranteed operating time expires, which is extremely undesirable due to the high cost of launching and the high cost of such objects, the high complexity and complexity of their manufacture, and for reasons rivalry.

Задачей изобретения является сохранение живучести космических аппаратов от воздействия внешних тел. The objective of the invention is to maintain the survivability of spacecraft from the effects of external bodies.

Эта задача решается тем, что в известном способе активного существования космических аппаратов, принятом за прототип [2], заключающемся в том, что спутник с датчиком выводят при помощи тяги двигателей на заданную орбиту, запитывают электроэнергией от солнечных батарей и ориентируют датчик вне Земли сдвигом электромагнитных колебаний в решетках, по параметрам излучения-приема электромагнитных волн сортируют внешние тела, при этом, в качестве критериев сортировки используют расчетные точку встречи и энергию удара тел, а после приема отраженных электромагнитных волн от особоопасного внешнего тела перезапускают двигатели и перемещают спутник на безопасную орбиту. This problem is solved by the fact that in the known method for the active existence of spacecraft, adopted as a prototype [2], namely, that a satellite with a sensor is pulled out by thrust of the engines into a given orbit, powered by solar energy and orient the sensor outside the earth by a shift of electromagnetic oscillations in the gratings, according to the parameters of the radiation-reception of electromagnetic waves, external bodies are sorted, while the calculated meeting point and the impact energy of the bodies are used as sorting criteria, and after receiving the reflection Engaged electromagnetic waves from a particularly dangerous external body restart the engines and move the satellite into a safe orbit.

Автор не знаком с аналогичными решениями указанной задачи изобретения в данной или близких областях техники. В связи с чем изложенную совокупность отличительных признаков считает существенной. The author is not familiar with similar solutions to this problem of the invention in this or related fields of technology. In this connection, the above set of distinctive features is considered significant.

Способ увеличения сроков существования космических аппаратов поясняется фигурами 1, 2, 3 и 4. A way to increase the lifetime of spacecraft is illustrated by figures 1, 2, 3 and 4.

На фигуре 1 представлена общая схема осуществления предложенного способа, где 1 - Земля; 2 - след плоскости заданной орбиты космического аппарата; 3 - возможная диаграмма направленности датчика информации, ориентированного на Землю; 4 - космический аппарат (проекция); 5 - область (объем) сканирования космического пространства радиолокационным датчиком внешних тел, ориентированным вне Земли; 6 - внешнее (метеорное) тело; 7 - след плоскости одной из возможных безопасных орбит космического аппарата; 8, 9 - проекции на плоскость чертежа векторов тяги перезапускаемых корректирующих двигателей космического аппарата. The figure 1 presents a General diagram of the implementation of the proposed method, where 1 - Earth; 2 - trace of the plane of a given orbit of the spacecraft; 3 is a possible radiation pattern of an Earth-oriented information sensor; 4 - spacecraft (projection); 5 - region (volume) of space scanning by a radar sensor of external bodies oriented outside the Earth; 6 - external (meteor) body; 7 - trace of the plane of one of the possible safe orbits of the spacecraft; 8, 9 - projection onto the plane of the drawing of the thrust vectors of restartable corrective engines of the spacecraft.

На фигуре 2 приведена схема блока управления датчиков. Блок содержит последовательно соединенные генератор импульсов 10, элемент И-НЕ 12, инвертор 13 и второй коммутатор мощности 16, линию задержки 11, входом подключенную к выходу генератора импульсов 10, первый коммутатор мощности 15, входом соединенный с выходом элемента И-НЕ 12, и энергетическую 14, выход которой соединен с силовыми входами коммутаторов мощности 15, 16. Figure 2 shows a diagram of a sensor control unit. The block contains a series-connected pulse generator 10, an AND-NOT 12 element, an inverter 13 and a second power switch 16, a delay line 11 connected to the output of a pulse generator 10, a first power switch 15 connected to an output of an AND-NOT 12 element, and energy 14, the output of which is connected to the power inputs of the power switches 15, 16.

На фигуре 3 представлен рисунок к расчету в линейном приближении наличия точки встречи 17 космического аппарата 4 с телом 6 в плоскости заданной орбиты. The figure 3 presents the figure for calculation in the linear approximation of the presence of the meeting point 17 of the spacecraft 4 with the body 6 in the plane of a given orbit.

На фигуре 4 - временная диаграмма импульсов тяги 8, 9 повторно запускаемых корректирующих двигателей. The figure 4 is a timing chart of the impulses of the thrust 8, 9 restarted corrective engines.

Способ заключается в следующем. The method is as follows.

Устанавливают радиолокационный датчик внешних тел (РЛ датчик) и другое инженерное обеспечение на спутник 4, что осуществляют на предприятии-изготовителе или при общей сборке космического аппарата на космодроме, а также в космосе, если это предусмотрено соответствующими технологическими и монтажными операциями космического объекта (на фигурах РЛ датчик и операция установки не показаны). Install a radar sensor of external bodies (RL sensor) and other engineering support on satellite 4, which is carried out at the manufacturer or with the general assembly of the spacecraft at the cosmodrome, as well as in space, if this is provided for by the relevant technological and installation operations of the space object (in the figures Radar sensor and installation operation are not shown).

Выводят спутник 4 с РЛ датчиком при помощи тяги ракетных двигателей (ракетоносителя) на заданную околоземную орбиту 2 (геостационарную, круговую, полярную и т.п.). Вывод аппаратов в космос (на фигурах ракетоноситель и ракетные двигатели не приводятся) может осуществляться и с промежуточной (опорной) орбиты. Космические аппараты, направляемые к другим планетам солнечной системы или звездам, выводят соответственно на другие заданные орбиты, например, для спутника Земли - Луны такой орбитой будет, в частности, селеноцентрическая. При выводе предусматривается релейное управление сигналами РЛ датчика двигателями ракеты через соответствующие системы. Satellite 4 is launched with a radar sensor using the thrust of rocket engines (launch vehicle) into a given near-Earth orbit 2 (geostationary, circular, polar, etc.). The spacecraft (in the figures the carrier rocket and rocket engines are not driven) can also be launched from an intermediate (reference) orbit. Spacecraft directed to other planets of the solar system or stars, respectively, are brought to other specified orbits, for example, for the satellite of the Earth - the Moon, such an orbit will be, in particular, selenocentric. At the conclusion, relay control of the radar signals of the sensor by rocket engines through the corresponding systems is provided.

На орбите космический объект запитывают от СБ и/или других долговременных источников энергоснабжения, например, ядерной энергетической установки, теплового двигателя, машинного преобразователя (на фигурах не показаны), составляющих его энергетическую установку (см. позицию 14 на фиг. 2) - ЭУ. РЛ датчик питают постоянно или по очереди с другим датчиком информации, например, ИК датчиком, если тот имеется в составе инженерного обеспечения спутника. Очередность питания обеспечивает полет ИСЗ в дежурном режиме (сканирование космического пространства на внешнюю опасность и поиск факела ракет на фоне Земли) в условиях его многозадачности. В процессе выведения на околоземную орбиту работа РЛ датчика предохраняет космический аппарат от ударов различных тел в нижних слоях атмосферы Земли. In orbit, a space object is powered from the SB and / or other long-term sources of energy supply, for example, a nuclear power plant, a heat engine, a machine converter (not shown in the figures) that make up its power plant (see position 14 in Fig. 2) - EU. The radar sensor is fed continuously or in turn with another information sensor, for example, an IR sensor, if one is part of the satellite engineering support. The power sequence ensures the satellite’s flight in standby mode (scanning outer space for external danger and searching for a rocket torch against the background of the Earth) in conditions of its multitasking. In the process of launching into near-Earth orbit, the operation of the radar sensor protects the spacecraft from impacts of various bodies in the lower layers of the Earth’s atmosphere.

Действие РЛ датчика основано на известных физических принципах радиолокации, перенесенных в безвоздушное пространство для определения внешних по отношению к космическому аппарату тел. Оно заключается в посылке (излучении) зондирующей электромагнитной волны субметровой (менее 1 м) длины в космическое пространство, приеме отраженной из него волны в виде преобразованного электрического сигнала и определении по параметрам этого сигнала характеристик неизвестной неоднородности пространства (внешнего тела 6 на фиг. 1, 3). Конструктивно датчик объединяет антенную(ые) систему(ы) соответствующего(их) типов(ов), приемопередающий тракт(ы) и электронное (оптическое) оборудование для измерения и регистрации отраженного сигнала. При решении задачи сортировки внешних тел по параметрам зарегистрированного сигнала в состав РЛ датчика дополнительно входит электронно-вычислительный блок (электронно-вычислительная машина - ЭВМ), обеспечивающий расчет в реальном масштабе времени точки встречи 17 (см. фиг.3) и уровня кинетической энергии соударения спутника 4 и тела 6. The action of the radar sensor is based on the well-known physical principles of radar, transferred to airless space to determine the bodies external to the spacecraft. It consists in sending (radiation) a probe electromagnetic wave of submeter (less than 1 m) length into outer space, receiving the reflected wave from it in the form of a converted electrical signal and determining from the parameters of this signal the characteristics of an unknown heterogeneity of space (external body 6 in Fig. 1, 3). Structurally, the sensor combines the antenna system (s) of the corresponding type (s), transceiver path (s) and electronic (optical) equipment for measuring and recording the reflected signal. When solving the problem of sorting external bodies according to the parameters of the registered signal, the radar of the sensor additionally includes an electronic computing unit (electronic computer), which provides real-time calculation of the meeting point 17 (see Fig. 3) and the level of the kinetic energy of collision satellite 4 and body 6.

Возможность использования попеременного питания датчиков объясняется тем, что их реакции на внешние события можно трактовать как поступление в течении некоторого промежутка времени логически постоянного сигнала, например, логической 1, который переключением питания датчиков как бы модулируется более высокочастотным заполнением без опасения принципиального искажения значения получаемой с них информации. Примерно так же поступают при передаче сообщений с помощью радио, когда передаваемые электромагнитными волнами на дальние расстояния низкочастотные звуковые колебания, преобразованные в электрические, модулируются высокочастотной несущей и восстанавливаются на приемной стороне с помощью демодулятора - амплитудного детектора огибающей. Качественная передача сообщений обеспечивается, если частоты модулирующего и модулируемого колебаний заметно различаются. The possibility of using alternating power of the sensors is explained by the fact that their reactions to external events can be interpreted as the arrival of a logically constant signal over a certain period of time, for example, logical 1, which is modulated by switching the power of the sensors with a higher frequency filling without fear of a fundamental distortion of the value received from them information. About the same thing is done when transmitting messages via radio, when low-frequency sound waves converted to electric waves transmitted by electromagnetic waves over long distances are modulated by a high-frequency carrier and are restored on the receiving side using a demodulator - an amplitude envelope detector. High-quality message transmission is ensured if the frequencies of the modulating and modulated oscillations are noticeably different.

Тоже соблюдается для датчиков при симметричном и несимметричном переключении их питания со скважностью Q, рассчитываемой исходя из полетной задачи космического аппарата. Например, задача дежурного режима для дальности 200 км обнаружения тела 6 (см. фиг.1, 3), в частности, выполнима при Q = 2 и переключении питания датчиков с частотой около 375 Гц. При этом ошибка определения ИК датчиком местоположения баллистической ракеты на активном участке полета, найденная для максимальной скорости ракеты 7,9 км/с с учетом погрешности квантования по времени из-за питания датчиков, составит 22-25 м. Для детальных расчетов необходимо учитывать параметры датчиков как одно- или многоканальной системы, времена и способы преобразования информации, методы ее кодирования, хранения и передачи, возможности каналов связи, а также траекторию активного участка баллистической ракеты. It is also observed for sensors with symmetric and asymmetric switching of their power supply with a duty cycle Q calculated based on the flight task of the spacecraft. For example, the standby task for a range of 200 km of detecting body 6 (see Figs. 1, 3), in particular, is feasible at Q = 2 and switching the power of the sensors with a frequency of about 375 Hz. In this case, the error in determining the location of the ballistic missile by the IR sensor on the active flight segment, found for a maximum rocket speed of 7.9 km / s, taking into account the time quantization error due to the power of the sensors, will be 22-25 m. For detailed calculations, it is necessary to take into account the parameters of the sensors as a single or multi-channel system, the times and methods of converting information, methods for its encoding, storage and transmission, the capabilities of communication channels, as well as the trajectory of the active section of a ballistic missile.

Несимметричное питание с Q < 2, но > 1 применяют преимущественно в случае возможности широконаправленного облучения пространства 5. Если его сканирование есть следствие стабилизации спутника 4 вращением вокруг собственной оси, например, с частотой 20-70 оборотов в минуту, то применяют РЛ датчик с остронаправленным излучением-приемом электромагнитных волн (1 < Q ≤ 2), синхронизируемым с пространственным положением диаграммы направленности его механически неподвижных антенн вне притягивающего тела 1. Вид такой диаграммы направленности сходен с показанным позицией 3 на фигуре 1, что при достигнутом уровне техники заметно увеличивает энергетический потенциал РЛ датчика (достигает 160 дб и более при полосе частот несколько мегагерц). Для Q ≥ 2 целесообразен дежурный режим. Отраженное излучение принимают в т.ч. многоканальными приемниками, например, на основе тех или иных типов базированных антенных решеток - ФАР [8]. ФАР позволяют надежно и быстро определять угловые координаты внешнего тела 6: угол α (см. фиг.3) и угол γ (на фигуре 1 находится между осью X и проекцией оси электромагнитного луча 4-6, которые в данном случае совпадают, и поэтому угол γ равен здесь 0). В широконаправленном облучателе представляют интерес мощные лазеры, в частности, на свободных электронах. Asymmetrical power supply with Q <2, but> 1 is used mainly in the case of the possibility of wide-directional irradiation of space 5. If its scanning is a result of stabilization of satellite 4 by rotation around its own axis, for example, at a frequency of 20-70 revolutions per minute, then a radar sensor with an extremely directional radiation-reception of electromagnetic waves (1 <Q ≤ 2), synchronized with the spatial position of the radiation pattern of its mechanically fixed antennas outside the attracting body 1. The appearance of such a radiation pattern is similar to rendered numeral 3 in Figure 1, that in the related art increases significantly the energy potential of the sensor LC (up to 160 dB and at a frequency band of several megahertz). For Q ≥ 2, standby mode is appropriate. Reflected radiation is received including multichannel receivers, for example, on the basis of various types of based antenna arrays - phased array [8]. HEADLIGHTS make it possible to reliably and quickly determine the angular coordinates of the external body 6: the angle α (see FIG. 3) and the angle γ (in FIG. 1 are between the X axis and the projection of the axis of the electromagnetic beam 4-6, which in this case coincide, and therefore the angle γ is equal to 0). Powerful lasers, in particular, free electrons, are of interest in a broadly directed irradiator.

Организация питания РЛ и ИК датчиков по очереди поясняется на примере устройства (см. блок-схему на фиг.2). Оно работает следующим образом. С генератора импульсов 10 прямоугольные колебания определенной частоты поступают одновременно на вход линии задержки 11 и один из входов элемента 12 И-НЕ, на другом входе которого присутствует логическая 1. Поэтому прямоугольные колебания с генератора 10 проходит на выход элемента 12 И-НЕ с повернутой на 180 градусов фазой и, вследствие инвертирования элементом 13, на его выход - повернутые на 360 градусов. Так как выходы этих элементов связаны с управляющими входами первого 15 и второго 16 коммутаторов мощности, силовыми входами соединенными с выходом ЭУ 14, то с выходов коммутаторов питание на РЛ и ИК датчики поступает попеременно. Задержку включения коммутаторов компенсируют подачей во времяизмерительные цепи датчиков с линии задержки 12 аналогично запаздывающих синхроимпульсов Us. С первым сигналом обнаружения тела 6 логическая 1 на втором входе элемента 12 меняет свое значение на 0 (сигнал U_вт или U_во) и прохождение через него прямоугольных колебаний блокируется. На выходе элемента 12 устанавливается логическая 1, инвертор выдает логический 0. Следовательно первый коммутатор мощности 15 подаст на РЛ датчик постоянное питание U_рл, а второй коммутатор мощности 16 - прекратит питание ИК датчика, т. е. U_ик = 0. При переключении коммутаторов нужные характеристики питания датчиков настраивают регулировкой параметров генератора 10 (изменением частоты, скважности и длительности импульсов), например, управляя этим процессом с помощью бортовой ЭВМ.The power supply of the radar and infrared sensors in turn is illustrated by the example of the device (see the block diagram in figure 2). It works as follows. From the pulse generator 10, rectangular oscillations of a certain frequency simultaneously arrive at the input of the delay line 11 and one of the inputs of the AND-NOT element 12, at the other input of which there is a logical 1. Therefore, the rectangular oscillations from the generator 10 pass to the output of the AND-NOT element 12 with turned to 180 degrees by phase and, due to inverting by element 13, its output is rotated 360 degrees. Since the outputs of these elements are connected to the control inputs of the first 15 and second 16 power switches, power inputs connected to the output of the EC 14, from the outputs of the switches the power to the radar and infrared sensors is supplied alternately. The turn-on delay of the switches is compensated by the supply of sensors similar to the delayed clock pulses Us from the delay line 12 during the measuring circuit. With the first detection signal of body 6, logical 1 at the second input of element 12 changes its value to 0 (signal U _W or U _VO ) and the passage of rectangular oscillations through it is blocked. Logic 1 is set at the output of element 12, the inverter outputs logic 0. Therefore, the first power switch 15 will supply the _URL constant power to the radar sensor, and the second power switch 16 will stop powering the IR sensor, that is, U _ir = 0. When switching the switches the necessary power characteristics of the sensors are adjusted by adjusting the parameters of the generator 10 (by changing the frequency, duty cycle and pulse duration), for example, controlling this process using an onboard computer.

Ориентацию РЛ датчика вне Земли (т.е. главный лепесток его диаграммы направленности наводится в сторону космического пространства) производят двумя способами, при этом фиксируется угловое положение электромагнитного луча 4-6 в системе координат космического аппарата и, при необходимости, относительно планеты 1. Первый способ приемлем, как уже отмечалось, если стабилизация спутника основана на его вращении вокруг собственной оси. Причем нужное угловое положение луча 4-6 (угол γ) выбирается излучением-приемом электромагнитной волны в необходимый момент времени. Так, если этот момент соответствует диаграмме направленности РЛ датчика как позиции 3 на фигуре 1, но внутри объема сканирования 5, частота вращения спутника - 60 об/мин и длительность цикла излучения-приема составляет 1 мс, то такое угловое положение диаграммы изменится за цикл примерно на 22 угловых минуты, что следует иметь ввиду при расчете координат точки встречи с телом 6. Преимущество второго способа ориентации состоит в том, что он практически не требует и не создает вращающего момента, затрудняющего управление движением космического аппарата, т. е. не возникает дополнительной потребности в тяге двигателей. Этот способ реализуется с помощью антенн на основе ФАР, в т.ч. выпуклого типа, путем фазового или временного сдвига электромагнитных колебаний в решетках. Таким образом, компенсируются угловые изменения положения и перемещения антенны датчика вследствие сложного движения космического аппарата по траектории. Например, за время того же цикла ИСЗ при скорости 8,2 км/с переместится по направлению движения на 8,2 м, что может сделать нереализуемым прием высоконаправленной зеркальной антенной ограниченных размеров, находящейся в заданном угловом положении относительно угла α, отраженной электромагнитной волны. The radar orientation of the sensor outside the Earth (i.e., the main lobe of its radiation pattern is directed towards outer space) is performed in two ways, while the angular position of the 4-6 electromagnetic beam is fixed in the coordinate system of the spacecraft and, if necessary, relative to planet 1. First the method is acceptable, as already noted, if the stabilization of the satellite is based on its rotation around its own axis. Moreover, the desired angular position of the beam 4-6 (angle γ) is selected by radiation-reception of the electromagnetic wave at the right time. So, if this moment corresponds to the radiation pattern of the radar sensor as position 3 in figure 1, but inside the scan volume 5, the satellite rotation speed is 60 rpm and the radiation-reception cycle duration is 1 ms, then this angular position of the diagram will change approximately 22 arc minutes, which should be borne in mind when calculating the coordinates of the meeting point with the body 6. The advantage of the second method of orientation is that it practically does not require and does not create a torque that makes it difficult to control the motion of space Paraty, t. e. there is no more need for engine thrust. This method is implemented using antennas based on PAR, including convex type, by phase or temporal shift of electromagnetic oscillations in gratings. Thus, the angular changes in the position and movement of the sensor antenna due to the complex movement of the spacecraft along the trajectory are compensated. For example, during the same cycle, a satellite at a speed of 8.2 km / s will move in the direction of travel by 8.2 m, which may make it impossible to receive a highly directional reflector antenna of limited dimensions located in a given angular position relative to the angle α of the reflected electromagnetic wave.

Выбор электромагнитной волны субсантиметровой длины (менее 1 см) позволяет получать РЛ датчиком в пространстве отраженные сигналы от внешних тел с миллиметровыми и превосходящими их размерами при спектральном коэффициенте отражения вещества тела большим нуля. В частности, для металлических тел, этот коэффициент в радиоволновом диапазоне практически равен 1. В инфракрасном диапазоне он уменьшается. Например, для длины волны 1000 нанометров у пленок алюминия, меди, никеля и серебра коэффициент соответственно равен: 0,9; 0,901; 0,725; 0,97. Кроме того, атмосфера Земли, как газовая оболочка известного состава (кислород, азот, аргон, углекислый газ и т.д.), обладает определенной прозрачностью для электромагнитных волн миллиметрового, инфракрасного и оптического диапазонов. Поэтому сканирование пространства 5, равного более половины объема сферы, радиусом которой является практическая величина дальности обнаружения РЛ датчика, на низких околоземных орбитах высотой 185-450 км над поверхностью ведут волнами этих диапазонов, преимущественно в указанной их последовательности, а на средневысотных орбитах и в дальнем космосе, где прозрачность улучшается и в последнем случае доходит до максимальной, - инфракрасного (оптического) и миллиметрового диапазонов. Для дальнего космоса пространство 5 увеличивается и может достигать полного объема этой сферы. Однако необходимо учитывать программу конкретного космического полета, например, при исследованиях Солнца РЛ датчик космического аппарата с какого-то момента времени ориентируют вне фона звезды с адаптацией чувствительности к электромагнитному излучению в заданной части спектра. The choice of an electromagnetic wave of a sub-centimeter length (less than 1 cm) allows the radar sensor to receive in space reflected signals from external bodies with millimeter and larger dimensions when the spectral reflection coefficient of the body substance is greater than zero. In particular, for metallic bodies, this coefficient in the radio wave range is practically equal to 1. In the infrared range, it decreases. For example, for a wavelength of 1000 nanometers for films of aluminum, copper, nickel and silver, the coefficient, respectively, is: 0.9; 0.901; 0.725; 0.97. In addition, the Earth’s atmosphere, as a gas shell of a known composition (oxygen, nitrogen, argon, carbon dioxide, etc.), has a certain transparency for electromagnetic waves of the millimeter, infrared and optical ranges. Therefore, scanning of space 5, equal to more than half the volume of a sphere whose radius is the practical value of the detection range of the radar sensor, in low near-earth orbits with a height of 185-450 km above the surface are conducted by waves of these ranges, mainly in their indicated sequence, and in medium-high orbits and in the far space, where transparency improves and in the latter case reaches the maximum - infrared (optical) and millimeter ranges. For deep space, space 5 increases and can reach the full volume of this sphere. However, it is necessary to take into account the program of a specific space flight, for example, in studies of the RL Sun, the sensor of the spacecraft is oriented at some point in time outside the background of the star with the adaptation of sensitivity to electromagnetic radiation in a given part of the spectrum.

Использование более высокочастотных электромагнитных волн из названных ведет к более совершенной с точки зрения космической техники конструкции РЛ датчика, т. к. с уменьшением длины волны падают размеры и масса приемопередающей антенны, затраты энергии на вывод всей активной системы защиты от внешних тел в космос. (Под активной системой понимаются все компоненты инженерного обеспечения спутника, необходимые для решения задачи его уклонения от соударения с внешним телом.) С другой стороны инфракрасные волны по сравнению с оптическими имеют больший коэффициент практически для всех типов конструкционных материалов, что оказывается полезным при дистанционном определении вещества внешнего тела, а также при конкретном (конструкторском, технологическом) решении РЛ датчика в условиях ограниченной энергетики космических объектов. Также оправдана (морально и экономически) транспортировка активной системы с РЛ датчиком миллиметрового диапазона на орбиту в несколько приемов при защите долговременных орбитальных комплексов от соударения с внешними телами данным способом. The use of higher-frequency electromagnetic waves from the aforementioned leads to a more advanced radar detector design from the point of view of space technology, because with a decrease in the wavelength, the sizes and masses of the transceiver antenna and the energy expenditures for the output of the entire active protection system from external bodies into space fall. (An active system is understood to mean all the satellite engineering components necessary to solve the problem of its avoidance of collision with an external body.) On the other hand, infrared waves have a larger coefficient for almost all types of structural materials than optical waves, which is useful for remote determination of matter external body, as well as with a specific (design, technological) solution of the radar sensor in the limited energy of space objects. It is also justified (morally and economically) to transport an active system with a millimeter-wave radar sensor into orbit in several stages while protecting long-term orbital complexes from collision with external bodies in this way.

Одним из многообещающих вариантов приемоизлучающей антенны РЛ датчика на основе ФАР миллиметрового диапазона можно предложить освоенные в авиационно-космическом производстве трехслойные несущие конструкции с сотовым металлическим заполнителем (на фигурах не показано). Эти конструкции (в данных целях требуют доработки) достаточно зарекомендовали себя с точки зрения прочности и надежности [9] при малой массе. Сотовый заполнитель в такой конструкции наряду с прочностной функцией наделяется обязанностями по излучению - приему электромагнитных волн как полый волновод с открытым концом. Внешний слой конструкции, обращенный поверхностями второго порядка в сторону сот, выполняемый из высококачественных диэлектрических материалов, например, стеклопластика с фторопластовым связующим, играет роль фокусирующей линзы, создающей плоский фронт миллиметровых волн. Одновременно такая линза укорачивает длину (высоту) сотовой ячейки как рупора и многократно улучшает весовое совершенство антенны как строительного элемента оболочки космического аппарата. Второй слой конструкции металлический, т.к. помимо прочего решает проблему экранирования внутренних объемов космического аппарата от вредного действия электромагнитного излучения. Оценка внутреннего поперечного размера прямоугольной сотовой (вафельной) ячейки, если ее считать независимым элементом ФАР при диаграмме направленности 3 градуса и длине волны электромагнитного излучения 3 мм, приводит к величине 51 мм. Круговая диаграмма направленности конструируется из 120-ти и меньшего числа таких ячеек, которые вместе образуют законченный ярус периодической структуры ФАР. Число ярусов может быть достаточно велико и ограничивается, в частности, максимальным геометрическим размером оболочки космического аппарата. Указанные ячейки могут рассматриваться и как крайний вариант ФАР на базе щелевых приемопередающих структур. One of the promising options for the radar sensor receiving-emitting antenna based on the millimeter-wave headlamp is to offer three-layer load-bearing structures mastered in aerospace production with a honeycomb metal core (not shown in the figures). These designs (for these purposes require refinement) have proven themselves in terms of strength and reliability [9] with low weight. The cell aggregate in this design, along with the strength function, is endowed with the obligations of radiation - the reception of electromagnetic waves as a hollow waveguide with an open end. The outer layer of the structure, facing second-order surfaces in the direction of the honeycomb, made of high-quality dielectric materials, for example, fiberglass with a fluoroplastic binder, plays the role of a focusing lens that creates a flat front of millimeter waves. At the same time, such a lens shortens the length (height) of the cell as a horn and greatly improves the weighted perfection of the antenna as a building element of the shell of the spacecraft. The second layer of the structure is metal, because among other things, it solves the problem of shielding the internal volumes of the spacecraft from the harmful effects of electromagnetic radiation. Evaluation of the internal transverse size of a rectangular honeycomb (waffle) cell, if it is considered an independent element of the PAR, with a radiation pattern of 3 degrees and a wavelength of electromagnetic radiation of 3 mm, leads to a value of 51 mm. A circular radiation pattern is constructed from 120 or fewer cells, which together form a complete tier of the periodic structure of the PAR. The number of tiers can be quite large and is limited, in particular, by the maximum geometric size of the spacecraft shell. These cells can also be considered as an extreme version of the PAR on the basis of slot transceiver structures.

Эффективным решением РЛ датчика в инфракрасном участке электромагнитного спектра, например, в диапазоне 720-1400 нанометров следует считать использование фотоэлементов СБ (полупроводниковых диодов или транзисторов в диодном включении) с возможностью излучения зондирующей волны. Для этого фотоэлементы в панели СБ дополняют излучающими полупроводниковыми на основе соединений арсенида-галлия-алюминия, галлия-алюминия-мышьяка и др. Дополнение (т.е. речь идет еще об одном варианте ФАР) выполняется на технологическом (совмещение приемопередающих функций элементов) либо конструктивном уровне. При временах нарастания ИК импульса излучения и реакции приемника порядка 10 нс пространственное разрешение такого РЛ датчика составит до 2-х метров. Здесь перспективны излучатели на полупроводниковых лазерах. Так, инжекционные лазеры на сульфиде кадмия при линейных размерах около 1 мм дают в импульсном режиме мощность излучения до 100 Вт. КПД их довольно высок и составляет в этом случае 50-60%. Пассивное охлаждение таких излучателей от солнечного нагрева происходит в периоды нахождения ИСЗ в тени Земли. Дальнейшее улучшение пространственного разрешения достигается использованием свойства когерентности лазерного излучения. An effective solution of the radar sensor in the infrared region of the electromagnetic spectrum, for example, in the range of 720-1400 nanometers, should be considered the use of SB photocells (semiconductor diodes or transistors in diode switching) with the possibility of emitting a probe wave. To do this, the solar cells in the SB panel are supplemented with radiating semiconductor based on compounds of gallium-aluminum arsenide, gallium-aluminum-arsenic, etc. Supplementation (that is, we are talking about another version of the PAR) is performed on the technological one (combining the transceiver functions of the elements) or constructive level. With a rise time of the IR radiation pulse and the reaction of the receiver of the order of 10 ns, the spatial resolution of such a radar sensor will be up to 2 meters. Here, emitters based on semiconductor lasers are promising. Thus, cadmium sulfide injection lasers with linear dimensions of about 1 mm provide a pulsed radiation power of up to 100 watts. Their efficiency is quite high and in this case is 50-60%. Passive cooling of such emitters from solar heating occurs during the periods of the satellite in the shadow of the Earth. Further improvement in spatial resolution is achieved using the coherence property of laser radiation.

В качестве генераторов миллиметрового диапазона, возбуждающих антенну РЛ датчика, перспективны электровакуумные и полупроводниковые приборы (на фигурах не показаны): гиротрон, магнетрон, лампа бегущей волны, лавинно-пролетные и междолинные диоды [10]. Последние из-за малой массы представляют большой интерес для космической техники и в качестве приемного преобразователя электромагнитного излучения в электрический сигнал, хотя несколько уступают электронным лампам по чувствительности. Тем не менее, известен преобразователь на основе диода с барьером Шотки, спектральная чувствительность которого в смесительном режиме при охлаждении до температуры жидкого гелия не уступает электровакуумным приборам. С помощью гиротрона на волне 8 мм получена мощность 8 МВт при ускоряющем напряжении 600 кВ и анодном токе 15000 А, на волне 2,78 мм получена мощность 12 кВт при КПД 31%. Параметры харьковского магнетрона ЦМИ-220: длина волны 2,2 мм, магнитное поле 7600 Э, анодное напряжение 12 кВ, мощность в импульсе 8 кВт, КПД 6%. Для полупроводниковых структур [11] мощность излучения в непрерывном режиме на длине волны 5-8 мм менее 0,2 Вт, КПД 1-4%, масса 0,1-0,2 г. Electro-vacuum and semiconductor devices (not shown in the figures): gyrotron, magnetron, traveling-wave lamp, avalanche-span and inter-valley diodes [10] are promising millimeter-wave generators that excite the radar sensor antenna. The latter, due to their low mass, are of great interest for space technology and as a receiving transducer of electromagnetic radiation into an electrical signal, although they are somewhat inferior to electronic lamps in sensitivity. Nevertheless, a converter based on a diode with a Schottky barrier is known, the spectral sensitivity of which in the mixing mode when cooled to the temperature of liquid helium is not inferior to electro-vacuum devices. Using a gyrotron at a wavelength of 8 mm, a power of 8 MW was obtained at an accelerating voltage of 600 kV and an anode current of 15,000 A; at a wavelength of 2.78 mm, a power of 12 kW was obtained at an efficiency of 31%. Parameters of the Kharkov magnetron TsMI-220: wavelength 2.2 mm, magnetic field 7600 Oe, anode voltage 12 kV, pulse power 8 kW, efficiency 6%. For semiconductor structures [11], the radiation power in the continuous mode at a wavelength of 5-8 mm is less than 0.2 W, the efficiency is 1-4%, and the mass is 0.1-0.2 g.

После выработки РЛ датчиком в момент времени T_o (отмечен на фигуре 4) первого сигнала обнаружения внешнего тела - U_вт инженерное обеспечение спутника из дежурного режима переходит в основной режим (полный цикл работы активной системы) и определяет в реальном масштабе времени степень угрозы космическому аппаратуру, оцениваемую по критериям: 1) наличие точки встречи космического аппарата и тела в пространстве; 2) уровень кинетической энергии в случае взаимодействия тел. Оценка формируется машинным расчетом этих характеристик по результатам измерений РЛ датчика. Машинный расчет выполняют, например, на ЭВМ с векторным или параллельным процессором (неисключено, что современным суперскалярным ЭВМ [4, 5, 6] это тоже окажется по силам), которая может находиться не только, как уже отмечалось, в составе датчика, но и в составе бортовой системы управления космическим аппаратом. Это гарантирует своевременное выполнение всех необходимых по данному способу действий активной системы, включая выполнение прогнозных расчетов, управление скважностью электропитания датчиков, ФАР, и корректирующими двигателями. Для чего ЭВМ должна быть оснащена необходимым программно-математическим обеспечением и интерфейсными устройствами. Общая схема способа на фигуре 1 и рисунок на фигуре 3 к расчету наличия точки встречи космического аппарата 4 и внешнего тела 6 при отмеченных на них положении этого тела соответствуют моменту времени T_o.After radar generation by the sensor at time moment T _o (marked in figure 4) of the first signal to detect the external body - U _W , the satellite software from the standby mode goes into the main mode (full cycle of the active system) and determines in real time the degree of threat to the spacecraft evaluated by criteria: 1) the presence of a point of meeting of the spacecraft and the body in space; 2) the level of kinetic energy in the case of the interaction of bodies. The assessment is formed by machine calculation of these characteristics according to the results of measurements of the radar sensor. Computer calculation is performed, for example, on a computer with a vector or parallel processor (it is possible that this will also be able to do with a modern superscalar computer [4, 5, 6]), which can be not only a sensor, as already noted, but also as part of the onboard spacecraft control system. This ensures the timely execution of all the necessary actions of the active system according to this method, including the implementation of predictive calculations, control of the power supply duty cycle of sensors, headlamps, and corrective engines. Why the computer should be equipped with the necessary mathematical software and interface devices. The general scheme of the method in figure 1 and the figure in figure 3 for calculating the presence of the meeting point of the spacecraft 4 and the outer body 6 with the position of this body marked on them correspond to the time point T _o .

Основной режим характеризуется увеличением в единицу времени числа посылок зондирующей электромагнитной волны по сравнению с работой в дежурном режиме. Например, с 20-30 посылок в секунду до 200-300 и более. При этом, если ЭУ спутника имеет ограничения, питание ИК датчика и части инженерного обеспечения отключается (см. фигуру 2 и пояснения к ней), т.е. РЛ датчику присваивается высший приоритет по сравнению с другими устройствами и системами, т.к. во-первых, внешняя опасность угрожает существованию самого космического аппарата, во-вторых, такое событие не является относительно частым, в-третьих, оно скоротечно. Так, например, для дистанции bi равной 80 км (см. фигуру 3) и суммарной скорости соударения спутника с внешним телом 16 км/с, время Ti (на фигуре 4 - T) с момента обнаружения этого тела до момента его столкновения со спутником составляет 5 с. Основной режим активной системы может предусматривать непрерывную генерацию (Q= l) зондирующей волны при соответствующей ее модуляции. Это увеличивает дальность и точности измерения дистанции, скорости и угловых внешних тел, т.к. при когерентном накоплении отраженного сигнала увеличивается его уровень над шумами в приемном тракте РЛ датчика. Отметим, что ограничения связаны также с соотношением размеров внешних тел и длины используемой электромагнитной волны. Увеличение размера внешних тел свыше 3-4 ее длин ведет к улучшению измерений РЛ датчиком характеристик. The main mode is characterized by an increase in the unit time of the number of transmissions of the probe electromagnetic wave as compared with standby operation. For example, from 20-30 parcels per second to 200-300 or more. In this case, if the satellite EU has limitations, the power of the IR sensor and part of the engineering support is turned off (see figure 2 and explanations to it), i.e. The radar sensor is given the highest priority compared to other devices and systems, because firstly, an external danger threatens the existence of the spacecraft itself, secondly, such an event is not relatively frequent, and thirdly, it is fleeting. So, for example, for a distance bi of 80 km (see figure 3) and a total collision velocity of a satellite with an external body of 16 km / s, the time Ti (in figure 4 - T) from the moment this body is detected until it collides with the satellite is 5 sec The main mode of the active system can provide for the continuous generation (Q = l) of the probe wave with its corresponding modulation. This increases the range and accuracy of measuring distance, speed and angular external bodies, as with coherent accumulation of the reflected signal, its level above noise in the receiving path of the radar sensor increases. Note that the restrictions are also associated with the ratio of the sizes of external bodies and the length of the used electromagnetic wave. An increase in the size of external bodies over 3-4 of its lengths leads to an improvement in the radar measurements by the characteristics sensor.

При наличии обоих (особоопасное внешнее тело) РЛ датчик генерирует в момент времени T_во (см. фигуру 4) сигнал внешней опасности - U_во, по которому производится повторный запуск корректирующих двигателей (на фигурах не приведены). Если критерий 1) отсутствует, то U_во не генерируется и перезапуск двигателей не производится. Это означает, что космический аппарат и внешнее тело (неопасное внешнее тело), хотя последнее обнаружено датчиком в пределах ошибки измерения или некоторой контролируемой им зоны заданных размеров, не имеют точки 17 (общей точки) в пространстве в пределах точности расчетов активной системы. При отсутствии критерия 2) (опасное внешнее тело) U_во либо генерируется, либо не генерируется в зависимости от дополнительных условий, накладываемых особенностями назначения, эксплуатации и возможности ремонта/замены спутника. Критерии решают проблему ложных срабатываний РЛ датчика и минимизируют число повторных включений двигателей и связанные с этим затраты массы горючего и окислителя.In the presence of both (especially hazardous external body) radar sensors generates at time T _in (see figure 4) an external danger signal - U _in , which is used to restart corrective engines (not shown in the figures). If criterion 1) is absent, then U _is not generated and engines are not restarted. This means that the spacecraft and the external body (non-dangerous external body), although the latter was detected by the sensor within the measurement error or some zone of a given size controlled by it, do not have a point 17 (common point) in space within the accuracy of the calculations of the active system. In the absence of criterion 2) (dangerous external body), U _is either generated or not generated depending on the additional conditions imposed by the designation, operation, and possibility of repair / replacement of the satellite. Criteria solve the problem of false positives of the radar sensor and minimize the number of repeated engine starts and the associated fuel and oxidizer mass costs.

Определение критерия 1) для неуправляемых внешних тел сводится к известной из теоретической механики задаче расчета времени преследования цели до ее поражения на основе метода параллельного сближения [12, с. 497, 498] следующим образом. Решение о наличии (Ц=1) или отсутствии (Ц=0) цели для двух времен преследования Ti, Tj, разделенных известным временным интервалом ΔT, ЭВМ может вынести, например, руководствуясь следующим алгоритмом:

а Ti, Tj - вычисляются ею по формуле:
Ti,j= bi,j/(Vcosβ+V_каsinα) (2),
где bi, j - дистанции между антенной космического аппарата 4 и телом 6 в моменты времени, разделенные ΔT;
V - постоянная скорость тела 6;
V_ка - прямолинейная и равномерная скорость космического аппарата 4;
β - угол упреждения;
α - полярный угол луча 0-6.The definition of criterion 1) for uncontrolled external bodies is reduced to the problem of calculating the time of pursuit of a target before its defeat, based on the parallel approach method, known from theoretical mechanics [12, p. 497, 498] as follows. The decision on the presence (Ts = 1) or absence (Ts = 0) of a target for two pursuit times Ti, Tj, separated by a known time interval ΔT, can be made by a computer, for example, being guided by the following algorithm:

and Ti, Tj - are calculated by it according to the formula:
Ti, j = bi, j / (Vcosβ + V _ka sinα) (2),
where bi, j are the distances between the antenna of the spacecraft 4 and the body 6 at time instants separated by ΔT;
V is the constant speed of the body 6;
V _ka - rectilinear and uniform speed of the spacecraft 4;
β is the lead angle;
α is the polar angle of the beam 0-6.

Указанные физические и геометрические величины (см. пояснения на фигуре 3) за исключением V_ка определяют непосредственно по показаниям РЛ датчика, а V_ка - заранее, по данным траекторных измерений, в т.ч. с помощью наземного комплекса (на фигурах не показан). Так, например:
bi,j = c(Δti,j)/2 (3),
где с - скорость электромагнитной волны в вакууме (299792458 м/с);
Δti,j - разности времен между моментом посылки зондирующей электромагнитной волны и моментом принятия отраженного сигнала для соответствующей дистанции;
V_ка ≈ 6,2831856 (R + h)/T, (4)
где R, h и T - соответственно радиус Земли, высота спутника над планетой и период его обращения по данным наземного комплекса.The indicated physical and geometric values (see explanations in figure 3) with the exception of V _{ka are} determined directly by the readings of the radar sensor, and V _ka - in advance, according to trajectory measurements, incl. using the ground complex (not shown in the figures). For example:
bi, j = c (Δti, j) / 2 (3),
where c is the speed of the electromagnetic wave in vacuum (299792458 m / s);
Δti, j - time differences between the moment of sending the probe electromagnetic wave and the moment of receiving the reflected signal for the corresponding distance;
V _ka ≈ 6,2831856 (R + h) / T, (4)
where R, h and T are, respectively, the radius of the Earth, the height of the satellite above the planet and the period of its revolution according to the ground-based complex.

(В данном случае V_ка - скорость ИСЗ на круговой орбите при рассмотрении его движения в качестве прямолинейного и равномерного в окрестностях некоторой точки, тоже рассмотрение используется для V).(In this case, V _ka is the velocity of the satellite in a circular orbit when considering its motion as rectilinear and uniform in the vicinity of a point, the same analysis is used for V).

Постоянная скорость тела V может быть найдена через упоминавшиеся дистанции и соответствующие углы, и т.д. (1), (2) требуют выполнение неравенства:
T_c< ΔT ≪ T (5),
где T_c - полное время счета бортовой ЭВМ при вычислениях;
T ∈ Ti,j. Более точно Ti, j с помощью полиномов высоких степеней, т.е. переходом к нелинейным приближениям. Если в качестве внешнего тела 6 выступает управляемая ракета, то полученное решение корректируется на каждом шаге действий активной системы.The constant velocity of the body V can be found through the mentioned distances and corresponding angles, etc. (1), (2) require the fulfillment of the inequality:
T _c <ΔT ≪ T (5),
where T _c is the total counting time of the onboard computer in the calculations;
T ∈ Ti, j. More precisely, Ti, j using polynomials of high degrees, i.e. passage to nonlinear approximations. If the guided missile acts as the external body 6, then the resulting solution is corrected at each step of the active system.

Критерий 2). По существу это формула для кинетической энергии mVV/2 сводится к получению численного значения величины массы внешнего тела, т.к. величина его скорости известна из предыдущего. Дистанционно масса внешнего тела m приближенно ищется через эффективную площадь рассеивания - ЭПР (или, что то же самое - силу цели), коэффициент формы K_ф и плотность ρ вещества тела. Для микрометеоритов средняя ρ составляет 0,56 г/см куб., для фрагментов и осколков космических аппаратов - 2,86 г/см куб., ЭПР и K_ф - определяются по данным измерений РЛ датчика, который в этой случае для повышения точности измерений должен допускать работу в 2-х диапазонах излучения-приема (дуплетом), например, в оптическом и инфракрасном или как в прототипе - на двух частотах инфракрасного диапазона. Это позволяет определять ЭПР и K_ф с первого дуплета, в т.ч. путем перекрестного сравнения (усреднения) результата измерения однородных величин с помощью ЭВМ спутника; учитывает, как уже отмечалось, вещество внешнего тела. Обучение активной системы распознаванию, в т. ч. плотности вещества тела 6 организуется в наземных и космических условиях на моделях по ходу разработки и создания такой системы. В околоземном космосе роль этих моделей могут выполнять, например, космические аппараты с известными параметрами (геометрическими, массовыми, орбитальными и др.), прекратившие свое активное существование.Criterion 2). In essence, this formula for the kinetic energy mVV / 2 is reduced to obtaining the numerical value of the mass of the external body, because the magnitude of its speed is known from the previous one. Remotely, the mass of the external body m is approximately sought through the effective dispersion area — EPR (or, what is the same — the target force), the shape coefficient K _f and the density ρ of the body material. For micrometeorites, the average ρ is 0.56 g / cm3, for fragments and fragments of spacecraft - 2.86 g / cm3, EPR and K _f - are determined from the measurement data of the radar sensor, which in this case to improve the measurement accuracy must allow operation in 2 ranges of radiation-reception (doublet), for example, in optical and infrared or, as in the prototype, at two frequencies of the infrared range. This allows you to determine the EPR and K _f from the first doublet, including by cross-comparing (averaging) the result of measuring homogeneous quantities using a satellite computer; takes into account, as already noted, the substance of the external body. Training of the active recognition system, including the density of the substance of body 6, is organized in terrestrial and space conditions on models during the development and creation of such a system. In near-Earth space, the role of these models can be performed, for example, by spacecraft with known parameters (geometric, mass, orbital, etc.) that have ceased to exist.

ЭПР ищется как величина отраженного сигнала от внешнего тела 6 при известных дистанции до космического аппарата 4 и длине электромагнитной волны, чтобы можно было принять во внимание расхождение фронта излученной и переотраженной волн в свободном пространстве и рассеивающую способность внешнего тела. Принятый отраженный сигнал сравнивается по амплитуде с некоторыми эталонными значениями, полученными в результате обучения, а также расчетов. Операция может выполняться за первое измерение системы при работе в дежурном режиме. При непрерывном излучении ЭПР определяется более точно, поскольку отраженный сигнал, промодулированный отражающими поверхностями внешнего тела 6 с различных угловых позиций, в т.ч. из-за возможного вращения тела, полностью содержит эти данные в своей огибающей, позволяя найти искомую величину в виде средневыпрямленного (среднеквадратичного) значения огибающей за некоторый интервал времени или число периодов основной модуляции зондирующей волны, например, за 10-100 периодов. Средневыпрямленное значение по отношению к среднеквадратичному проще в определении и характеризуется большим динамическим диапазоном, что улучшает точность и скорость измерения. Под огибающей [13] понимается зависимость электрического напряжения (тока) от времени на выходе с определенной постоянной времени, входящего в РЛ датчик в составе приемного тракта. The ESR is sought as the magnitude of the reflected signal from the external body 6 at known distances to the spacecraft 4 and the electromagnetic wavelength, so that the difference between the front of the emitted and re-reflected waves in free space and the scattering power of the external body can be taken into account. The received reflected signal is compared in amplitude with some reference values obtained as a result of training, as well as calculations. The operation can be performed for the first measurement of the system when operating in standby mode. With continuous radiation, the EPR is determined more accurately, since the reflected signal modulated by the reflecting surfaces of the external body 6 from different angular positions, including due to the possible rotation of the body, it completely contains this data in its envelope, allowing you to find the desired value in the form of the mean-straightened (rms) envelope value for a certain time interval or the number of periods of the main modulation of the probe wave, for example, for 10-100 periods. The mean-square value with respect to the mean-square value is easier to determine and has a large dynamic range, which improves the accuracy and speed of measurement. Envelope [13] is understood as the dependence of the electric voltage (current) on the time at the output with a certain time constant entering the radar sensor as part of the receiving path.

K_ф устанавливается в качестве меры рассеивающей способности внешнего тела 6, если средневыпрямленное (среднеквадратичное) значение принятого сигнала с учетом расхождения фронта волны меняется мало или в результате измерения, как отмечалось, "дуплетом". В противном случае K_ф назначается директивно исходя из некоторых значений показателя. Оценка величины производится ЭВМ путем сравнения с амплитудными значениями отраженного сигнала, при обучении активной системы на моделях внешних тел различных геометрических форм, размеров и материалов. Например, в виде металлических шара, цилиндра, конуса и т.п. В результате геометрическая форма внешнего тела 6 и другие его характеристики выявляются и принимаются такими, которые наиболее близко подходят по совокупности параметров к полученным при обучении.K _{f is} set as a measure of the scattering power of the external body 6, if the mean-rectified (rms) value of the received signal, taking into account the divergence of the wave front, changes little or as a result of the measurement, as noted, a “doublet”. Otherwise, K _f appointed directive on the basis of some values of the indicator. The value is estimated by a computer by comparing it with the amplitude values of the reflected signal when training the active system on models of external bodies of various geometric shapes, sizes and materials. For example, in the form of a metal ball, cylinder, cone, etc. As a result, the geometric shape of the external body 6 and its other characteristics are identified and accepted as those that are most closely matched by the totality of parameters to those obtained during training.

Масса внешнего тела рассчитывается вычислительным блоком в предположении некоторого объема конкретной геометрической формы в пространстве, заполненного определенным веществом, т.е. с учетом найденных выше оценок. Например, в распространенном случае модели геометрической формы внешнего тела - сферы, которая при обучении активной системы относительно других геометрических форм внешних тел принимается за основу, ЭПР, характеризующаяся средним геометрическим размером тела, задана величиной D сферы, объем O тела равен объему сферы с избытком в 7%, принимаемым равным 4 (D/2) (D/2), другими словами O = DD, а K_ф = 1. Отсюда m = Oρ. Алгоритм не учитывает изменение m по причине движения тела, т.к. очевидно: V << c.The mass of the external body is calculated by the computing unit under the assumption of a certain volume of a specific geometric shape in the space filled with a certain substance, i.e. taking into account the above estimates. For example, in the common case of the model of the geometric shape of the external body - the sphere, which is taken as the basis when training the active system with respect to other geometric shapes of external bodies, the EPR, characterized by the average geometric size of the body, is given by the value of D of the sphere, the volume O of the body is equal to the volume of the sphere with an excess of 7%, taken equal to 4 (D / 2) (D / 2), in other words O = DD, and K _f = 1. Hence m = Oρ. The algorithm does not take into account the change in m due to body motion, because obviously: V << c.

После повторного запуска ракетных двигателей (двигателей коррекции) в момент времени T_во (см. фиг.4) спутник 4 под действием возникающей реактивной силы начинает перемещение на безопасную орбиту 7, т.е. орбиту для которой 1) и 2) не определяются. Для уклонения космического аппарата от точки встречи с внешним телом подходящими являются химические двигатели большой тяги с малым временем запуска. В частности, ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) [14], допускающие многократный запуск. Дополнительно ограничивающими условиями здесь могут быть величина ускорения (перегрузки), число повторных запусков и т.д. В перспективе возможно применение некоторых типов электроракетных двигателей или их комбинаций с химическими. Неисключено использование и лазерного двигателя. Быстрый запуск и большая тяга корректирующих двигателей гарантируют динамичное и достаточное уклонение космического аппарата 4 от расчетной точки встречи 17 (заданное расстояние от этой точки) в момент времени ее фактического прохождения телом 6. Выключение-включение двигателей ракетоносителя допускается, как уже отмечалось, при выведении объекта в космос.After the restart of rocket engines (correction engines) at time T _in (see Fig. 4), satellite 4, under the influence of the arising reactive force, starts moving into a safe orbit 7, i.e. the orbit for which 1) and 2) are not defined. For the evasion of the spacecraft from the point of encounter with the external body, chemical engines of high thrust with a short launch time are suitable. In particular, solid propellant rocket engines (solid propellant rocket engines) and liquid propellant rocket engines (LRE) [14], allowing multiple launch. Additionally, the limiting conditions here may be the value of acceleration (overload), the number of repeated starts, etc. In the future, it is possible to use some types of electric rocket engines or their combinations with chemical ones. The use of a laser engine is also possible. The quick start and the high thrust of the corrective engines guarantee a dynamic and sufficient deviation of the spacecraft 4 from the calculated meeting point 17 (a given distance from this point) at the instant of its actual passage by the body 6. The launch-vehicle engines can be turned off and on, as already noted, when the object is launched into the space.

Для обеспечения уклонения векторы тяги 8, 9 двигателей коррекции обращают под углами +/- 90-93 градусов (преимущественно +/- 91 градусов) к вектору скорости движения спутника в плоскости, перпендикулярной следу заданной орбиты (на фигуре 1 проекции этих векторов на плоскость чертежа расположены под углом 90 градусов к следу 2). Величина уклонения вычисляется на основе дифференциальных уравнений движения точки переменной массы, известных из стандартного курса теоретической механики. При ряде упрощающих допущений уклонение для космического аппарата, находящегося над Землей (ускорение силы тяжести 9,82 м/ (с с)) на высоте 200 км при модуле круговой орбитальной скорости 7790 м/с, начальной массе 2000 кг, массовом секундном расходе топлива корректирующего двигателя 10 кг/с и двух значениях его удельного импульса пустотной тяги 2500 (3500) м/с, направленного к вектору орбитальной скорости под углом 90,1 градуса в плоскости, перпендикулярной следу орбиты, и времени работы корректирующего двигателя 1 и 3 с, составит соответственно 6.3, 56.5, (8.8) и (79) м. Положение векторов тяги 8, 9 обеспечивает перемещение на безопасную орбиту 7 и возврат космического аппарата на орбиту 2 в первоначальную плоскость движения. Для этого тягу F создают 2-мя последовательными импульсами силы поочередно включаемых двигателей (см. фигуру 4). Первая последовательность импульсов 9, 8 переводит и "закрепляет" спутник на новой (левой от заданной) орбите, при этом импульс 8 выгодно включать в расчетный момент времени T или позже его, т.к. тогда расстояние между спутником 4 и телом 6 в расчетной точке встречи 17 будет максимальным. Вторая (обратная) последовательность импульсов (т. е. 8, 9) аналогично возвращает спутник на исходную орбиту. Так производят вращение с остановкой плоскости орбиты в противоположные стороны вокруг некоторой воображаемой пространственной оси. Промежутки времени между импульсами 8, 9 и 9, 8 равные. Воображаемая пространственная ось возникает в момент перезапуска двигателей коррекции и проходит через центр масс спутника 4 и притягивающего тела 1 (на фигуре 1 ось совпадает с позицией 2). To ensure evasion, the thrust vectors 8, 9 of the correction engines turn at angles of +/- 90-93 degrees (mainly +/- 91 degrees) to the satellite's velocity vector in a plane perpendicular to the trail of the given orbit (in figure 1, the projection of these vectors onto the drawing plane located at an angle of 90 degrees to the track 2). The magnitude of the deviation is calculated based on the differential equations of motion of a point of variable mass, known from the standard course of theoretical mechanics. With a number of simplifying assumptions, the deviation for a spacecraft above the Earth (acceleration of gravity 9.82 m / (s)) at an altitude of 200 km with a module of circular orbital velocity of 7790 m / s, initial mass of 2000 kg, mass corrective fuel consumption per second an engine of 10 kg / s and two values of its specific impulse of void thrust of 2500 (3500) m / s directed to the orbital velocity vector at an angle of 90.1 degrees in a plane perpendicular to the orbit trace and the operating time of the correction engine of 1 and 3 s will be 6.3, 56.5, (8.8) and (respectively) 79) m. The position of the thrust vectors 8, 9 ensures movement into a safe orbit 7 and the return of the spacecraft into orbit 2 in the original plane of motion. For this, the thrust F is created by 2 consecutive impulses of the power of the alternately switched motors (see figure 4). The first sequence of pulses 9, 8 translates and “fixes” the satellite in a new (left of the given) orbit, and it is advantageous to include pulse 8 at the calculated time moment T or later, because then the distance between satellite 4 and body 6 at the calculated meeting point 17 will be maximum. The second (reverse) sequence of pulses (i.e., 8, 9) likewise returns the satellite to its original orbit. So they rotate with a stop of the orbit plane in opposite directions around some imaginary spatial axis. The time intervals between pulses 8, 9 and 9, 8 are equal. The imaginary spatial axis arises at the moment of restarting the correction engines and passes through the center of mass of the satellite 4 and the attracting body 1 (in figure 1, the axis coincides with position 2).

Последовательность включения попарных импульсов силы корректирующих двигателей вытекает из количественного расчета координат точки встречи (области пространства 17) внешнего тела 6 и космического аппарата 4 (в заявке не приведен). Алгоритм включения следующий (см. фигуру 1). Если расчетная область пространства оказывается левее следа 2 плоскости заданной орбиты спутника или это определено по показаниям РЛ датчика, то тогда порядок включения этих импульсов таков: 8, 9; 9, 8. Если же данная область оказывается правее, то наоборот, т.е. 9, 8; 8, 9. Это позволяет получить наибольшее уклонение космического аппарата от точки встречи 17 с внешним телом без опасения критической потери высоты орбиты над планетой 1 по сравнению с апогейно-перигейным вариантом из-за аэродинамического сопротивления воздуха. При взаимоисключающем случае, показанном на фигурах 1 и 3, порядок включения попарных импульсов не имеет значения и может выбираться методом случайного поиска, т. е. наугад, или исходить из иных соображений при работе над программой полета космического аппарата до момента его запуска. The sequence of inclusion of pairwise impulses of the power of corrective engines follows from a quantitative calculation of the coordinates of the meeting point (space region 17) of the outer body 6 and spacecraft 4 (not shown in the application). The inclusion algorithm is as follows (see figure 1). If the calculated region of space is to the left of trace 2 of the plane of the given satellite orbit, or this is determined by the readings of the radar sensor, then the order of inclusion of these pulses is as follows: 8, 9; 9, 8. If this area is to the right, then vice versa, i.e. 9, 8; 8, 9. This makes it possible to obtain the largest deviation of the spacecraft from the point of meeting 17 with the external body without fear of a critical loss of orbit above planet 1 in comparison with the apogee-perigee variant due to aerodynamic drag of the air. In a mutually exclusive case, shown in figures 1 and 3, the order of inclusion of pairwise pulses does not matter and can be selected by random search, i.e., at random, or proceed from other considerations when working on a flight program for a spacecraft until it is launched.

Возврат в исходное положение может быть принципиально необходим в связи с назначением космического аппарата. В некоторых случаях или при несущественных изменениях заданной орбиты эта операция маневрирования не производится, что дает экономию энергии, расходных материалов и сохраняет ресурс двигателей. В целом применение указанных выше углов упрощает орбитально-баллистические расчеты и снижает время вычислений для осуществления своевременного маневрирования при корректирующей составляющей характеристической скорости спутника 1-3% орбитальной и учетом аппроксимации его уклонения отрезком прямой, проходящем через 2 точки дуги заданной орбиты (см. фигуру 1, часть окружности между следами 2 и 7). Большие значения углов, чем +/- 91 градусов, используют при коррекции с большими значениями удельного импульса тяги, меньшие - с меньшими значениями этого показателя. Return to the starting position may be fundamentally necessary in connection with the purpose of the spacecraft. In some cases or with minor changes in a given orbit, this maneuvering operation is not performed, which saves energy, consumables and saves engine life. In general, the application of the above angles simplifies orbital-ballistic calculations and reduces the calculation time for timely maneuvering with the correcting component of the satellite’s characteristic velocity of 1-3% orbital and taking into account the approximation of its deviation by a straight line passing through 2 points of the arc of a given orbit (see figure 1 , part of the circle between tracks 2 and 7). Larger angles than +/- 91 degrees are used for corrections with large values of specific impulse of thrust, smaller ones with lower values of this indicator.

Таким образом, если говорить кратко, суть данной технологии увеличения САС космических аппаратов на основе своевременного уклонения ИСЗ от соударения с внешними телами, двигающимися под разными углами к его траектории, можно обобщенно сформулировать: "спутник увидел - спутник ушел". Если еще короче, то: "увидел-ушел". Thus, briefly speaking, the essence of this technology for increasing the CAC of spacecraft based on the timely avoidance of the satellite from collisions with external bodies moving at different angles to its trajectory can be summarized as follows: “satellite saw - satellite left”. If even shorter, then: "saw-left."

На околоземной орбите космическому объекту доступны другие важные информационные задачи: трансляция теле- и радиовещания; передача телефонных и факсимильных сообщений; определение координат морских судов, терпящих бедствие, пожарного состояния лесных массивов; метеорологические и другие наблюдения. In near-Earth orbit, a space object can access other important information tasks: broadcasting television and radio broadcasts; transmission of telephone and fax messages; determination of the coordinates of marine vessels in distress, the fire condition of forests; meteorological and other observations.

Полученную на Земле информацию по радиолинии со спутника от тех или иных датчиков используют по прямому назначению. The information received on Earth from a satellite radio link from various sensors is used for its intended purpose.

В результате вышеописанных действий и предложенных отличительных признаков, космический аппарат избегает согласно способу соударения с другими космическими телами и, сохраняя благодаря этому целостность своей конструкции и надежность функционирования, увеличивает продолжительность своего активного существования, которое в обычном случае по сравнению с изложенным в настоящей заявке новым решением проблемы завершилось бы в момент столкновения с обладающим достаточной кинетической энергией другим космическим телом, т. к. известные решения (аналог и прототип) не предотвращают эту возможность. As a result of the above actions and the proposed distinguishing features, the spacecraft avoids collision with other space bodies according to the method and, thereby preserving the integrity of its structure and reliable operation, increases the duration of its active existence, which in the usual case, compared with the new solution set forth in this application problems would end at the moment of collision with another cosmic body possessing sufficient kinetic energy, since the known p Decisions (analogue and prototype) do not prevent this possibility.

Изобретение сможет найти применение в ИСЗ, автоматических межпланетных станциях и пилотируемых полетах, военных аппаратах, околоземных электростанциях будущего. Оно практически исключает возможность удара космического аппарата о внешние тела в процессе полета и дает исчерпывающий ответ при анализе подобного подозрения вне зависимости от происхождения тел - искусственного или природного. The invention will be able to find application in satellites, automatic interplanetary stations and manned flights, military vehicles, near-Earth power plants of the future. It practically eliminates the possibility of a spacecraft hitting external bodies during the flight and gives an exhaustive answer when analyzing such a suspicion, regardless of the origin of the bodies - artificial or natural.

Реализация способа повысит живучесть, уменьшит число изготавливаемых и запускаемых космических объектов, сэкономит значительные материальные и сырьевые ресурсы. The implementation of the method will increase survivability, reduce the number of manufactured and launched space objects, save significant material and raw materials.

Общество получит существенный финансовый выигрыш, уменьшит техногенное загрязнение околоземного пространства и угрозу столкновений в нем, повысит надежность и безопасность космических полетов. The company will receive a substantial financial gain, reduce man-caused pollution of near-Earth space and the risk of collisions in it, and increase the reliability and safety of space flights.

Источники информации, во внимание при экспертизе
1. Космическая техника. Иллюстрированная энциклопедия. К. Гэтланд. Пер. с; англ. М.: "Мир". 1986. - 295 с.Sources of information, in the examination
1. Space technology. Illustrated Encyclopedia. C. Gatland. Per. with; English M .: "World". 1986.- 295 p.

2. В. Павлов - Развитие в США космической системы раннего предупреждения. /- Зарубежное военное обозрение N 3, 1990, с. 40-42. (Прототип). 2. V. Pavlov - Development of a space early warning system in the USA. / - Foreign Military Review N 3, 1990, p. 40-42. (Prototype).

3. Гришин С.Д., Лесков Л.В. Индустриализация космоса: Проблемы и перспективы. - М.: Наука. Гл. ред. физ. -мат. литературы., 1987. с. 166. 3. Grishin S.D., Leskov L.V. Space Industrialization: Problems and Prospects. - M .: Science. Ch. ed. physical -mat. literature., 1987. p. 166.

4. МИР ПК N 9/94, с. 19-22. 4. WORLD PC N 9/94, p. 19-22.

5. МИР ПК N 8/94, с. 19-22. 5. WORLD PC N 8/94, p. 19-22.

6. С. Рапли, Дж. Клаймен - P-6: процессор нового поколения. /PC Magazine / Russian Edition, 1995, N 12, с. 44-48. 6. S. Rapley, J. Clyman - P-6: next-generation processor. / PC Magazine / Russian Edition, 1995, N 12, p. 44-48.

7. Мелуа А.И. Старт космической технологии. - М.: Наука. 1990. -188 с. 7. Melua A.I. Start of space technology. - M .: Science. 1990. -188 p.

8. Антенны: (Современное состояние и проблемы) / Под ред. чл. -корр. АН СССР Л.Д.Бахраха и проф. Д.И.Воскресенского, - М.: Сов. радио, 1979. 208 с. - (Б-ка радиоинженера; Современная радиоэлектроника/ Вып. 16). 8. Antennas: (Current status and problems) / Ed. tsp correspondent. USSR Academy of Sciences L.D. Bahrakh and prof. D.I.Voskresensky, - M .: Sov. Radio, 1979. 208 p. - (B-ka radio engineer; Modern radio electronics / Issue 16).

9. Вопросы расчета элементов авиационных конструкций. Расчет трехслойных панелей и оболочек. М.: Оборонгиз, 1959, 305 с. 9. Issues of calculation of elements of aircraft structures. Calculation of three-layer panels and shells. M .: Oborongiz, 1959, 305 p.

10. Проблемы освоения СВЧ-диапазона. - М. : Знание, 1983. - 64 с. - (Новое в жизни, науке, технике. Сер. "Радиоэлектроника и связь"; N 8). 10. Problems of mastering the microwave range. - M.: Knowledge, 1983 .-- 64 p. - (New in life, science, technology. Ser. "Radio electronics and communications"; N 8).

11. Полупроводниковые приборы. Диоды высокочастотные, импульсные, оптоэлектронные приборы: Справочник - 2-е изд., стереотип.- /А.Б.Гитцевич, А. А. Зайцев, В.В.Мокряков и др.: Под ред. А.В.Голомедова. -М.: КУбК-а, 1994. - 592 с. 11. Semiconductor devices. Diodes, high-frequency, pulsed, optoelectronic devices: Reference - 2nd ed., Stereotype .- / A.B.Gitsevich, A.A. Zaitsev, V.V.Mokryakov et al.: Ed. A.V. Golomedova. -M .: KUBK-a, 1994 .-- 592 p.

12. Бать М. И., Джанелидзе Г.Ю., Кользон А.С. Теоретическая механика в примерах и задачах. - М.: Наука. Гл. ред. физ. -мат. лит., 1990. - 672 с. 12. Bat M.I., Dzhanelidze G.Yu., Kolzon A.S. Theoretical mechanics in examples and problems. - M .: Science. Ch. ed. physical -mat. lit., 1990 .-- 672 p.

13. Гоноровский И.С. Радиотехнические цепи и сигналы. Изд. 3-е, перераб. и доп. М.: Сов. радио, 1977, 608 с. 13. Gonorovsky I.S. Radio circuits and signals. Ed. 3rd, rev. and add. M .: Sov. Radio 1977, 608 pp.

14. Космические двигатели: состояние и перспективы: Пер. с англ./ Под ред. Л. Кейвни. - М.: Мир, 1988. - 454 с. 14. Space engines: state and prospects: Per. from English / Ed. L. Cavney. - M .: Mir, 1988 .-- 454 p.

15. Проект НИОКР с: материалами заявки, направленный 30.06.95 г., 18.07.95 г. и 23.08.95 г. в ведомства РФ. 15. R&D project with: materials of the application sent on 06/30/95, 07/18/95, and 08/23/95 to the departments of the Russian Federation.

Claims

A way to increase the active life of spacecraft, namely, that a satellite with a sensor is put into orbit by engines and powered by solar energy, characterized in that they use a radar principle of operation, they orient the sensor outside the Earth, for example, by means of phased antenna arrays, they emit electromagnetic waves into the space, they receive reflected signals from external bodies and sort the external bodies according to the parameters of radiation and reception of electromagnetic waves, as sorting criteria using the calculated meeting point and the level of kinetic energy of the collision of the satellite and the external body in case of their interaction with each other, and after receiving the reflected electromagnetic waves from a particularly dangerous external body, the engines are restarted and the satellite is moved to a safe orbit.