RU2497729C2 - Способ доставки с орбитальной станции на землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания космической тросовой системы - Google Patents
Способ доставки с орбитальной станции на землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания космической тросовой системы Download PDFInfo
- Publication number
- RU2497729C2 RU2497729C2 RU2011144048/11A RU2011144048A RU2497729C2 RU 2497729 C2 RU2497729 C2 RU 2497729C2 RU 2011144048/11 A RU2011144048/11 A RU 2011144048/11A RU 2011144048 A RU2011144048 A RU 2011144048A RU 2497729 C2 RU2497729 C2 RU 2497729C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cable
- lander
- orbital
- deployment
- space
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Laying Of Electric Cables Or Lines Outside (AREA)
- Electric Cable Installation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы включает расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции. Отделение спускаемого аппарата производят против вектора орбитальной скорости без управления силой натяжения троса при удалении спускаемого аппарата. На реверсном участке траектории производят выборку свободного троса. Достигается упрощение практической реализации и повышение эффективности развертывания тросовой системы. 4 ил.
Description
Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Изобретение может быть использовано для доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата без использования реактивной двигательной установки и затрат рабочего тела на выполнение маневров.
Под космической тросовой системой (КТС) понимается совокупность из двух космических аппаратов, соединенных длинным тонким тросом. В нашем случае - это орбитальная станция (ОС) и спускаемый аппарат (СА). Масса СА составляет доли процента от массы ОС, что сопоставимо с интегральной погрешностью модели и метода вычислений.
Развертывание КТС происходит из начального монолитного состояния системы путем расталкивания объектов с малой начальной относительной скоростью. Связанные тросом объекты удаляются друг от друга по невозмущенным траекториям при свободной подаче троса с устройства подачи-выборки. Процесс развертывания троса завершается переводом КТС в устойчивый режим движения на натянутом тросе фиксированной длины. Если параметры относительного движения не зависят от времени, то КТС движется в режиме гравистабилизации. Если параметры относительного движения изменяются по гармоническому закону, то КТС движется в режиме ротации или в режиме либрационных колебаний [3, 4]. Потенциальные области целевого применения КТС предполагают именно такие режимы движения. Среди целевых задач применения КТС наиболее полно в теоретическом и экспериментальном плане проработан спуск на Землю малого фрагмента (капсулы) ОС.
Перевод СА с круговой орбиты ОС на траекторию спуска после их разделения производится за счет перераспределения полной механической энергии всей системы (ОС+СА) между ее элементами. При этом удельная механическая энергия СА уменьшается до величины, необходимой для входа в атмосферу Земли и спуска, а удельная механическая энергия ОС возрастает на соответствующую величину. Проводником удельной механической энергии является связующий эти элементы трос. Принцип обмена механической энергией в такой системе реализуется по третьему закону Ньютона через реакцию натяжения троса, которая может выступать в качестве управляющего воздействия. Величина силы натяжения троса зависит от соотношения масс элементов КТС, параметров орбиты центра масс КТС и параметров относительного движения СА.
Переход СА на траекторию спуска происходит после развертывания троса на заданную длину с последующим переводом КТС в режим попутного колебательного движения и отрезанием троса в момент прохождения СА местной вертикали ОС. Эта схема маневра исследована в работах [2-5, 9-11] и на сегодняшний день она считается наиболее вероятной к практической реализации. Это обусловлено тем, что данная схема маневра позволяет обеспечить максимальный обмен энергии между концевыми телами КТС.
Развертывание КТС в технологической цепочке маневра является основной задачей, техническая реализация которой может быть достигнута различными способами. Все известные способы развертывания связки двух космических объектов основаны на следующей общей схеме. В исходном состоянии два объекта, соединенных тросом, состыкованы друг с другом, а трос компактно уложен. В определенный момент времени объекты расстыковываются и одному из объектов или обоим объектам сообщают начальную скорость расхождения, например, с помощью пружинных толкателей. После этого объекты осуществляют взаимное расхождение, во время которого производится выпуск соединяющего их троса. Выпуск троса осуществляется с помощью различных устройств до момента достижения заданных терминальных условий, соответствующих одному из трех указанных выше режимов движения КТС. Если достижение заданных терминальных условий обеспечивается начальными условиями движения СА в момент разделения при свободной подаче троса, то соответствующая схема развертывания называется пассивной. Если производится управляемая подача троса, то соответствующая схема развертывания называется активной.
Существенным параметром схемы развертывания является направление отделения СА. В работах [5-8, 11, 12] рассматривается отделение малого КА связки вниз по местной вертикали. Первая публикация [12], в которой рассматривалось такое разделение объектов, посвящена развертыванию короткой связки на местную вертикаль. Аналогичная схема отделения при развертывании КТС с большой длиной троса на местную вертикаль постоянно усовершенствовалась в направлении упрощения программ управления [6, 7]. В работе [4] проведено исследование влияния ориентации импульса разделения на параметры относительного движения в конце начального участка разведения и удовлетворении условий для непосредственного перехода к основному участку развертывания. Показано, что при трансверсальном импульсе разделения реализуется максимальный спектр траекторий управляемого развертывания на натянутом тросе. При этом длительность начального участка неуправляемого разведения минимальна. Таким образом, отделение вниз по местной вертикали неэффективно по величине приращения кинетической энергии, но оправдано эффективностью достижения конечных условий при развертывании КТС на местную вертикаль.
Наиболее близким аналогом изобретения является способ доставки с орбиты на поверхность Земли малого КА, описание которого изложено в работе [5]. Эта работа выполнена по программе подготовки к тросовому эксперименту YES2 на КА «Фотон-М» в сентябре 2007 года. В работе исследована схема отделения СА вниз по местной вертикали с последующим развертыванием и переводом системы в маятниковый режим движения с целью доставки на поверхность Земли малого КА. Для перевода системы в устойчивый режим маятникового движения с максимально допустимой амплитудой предложена двухэтапная программа развертывания системы с различными законами управления силой натяжения на каждом из них. Первый этап - выведение СА на местную вертикаль ОС на удалении 3-5 км. На втором этапе производится развертывание троса на всю длину с максимизацией амплитуды маятникового движения.
Управление силой натяжения троса на первом этапе производится по сложному закону и практически сразу после отделения СА. Величина управляющих ускорений для спускаемого аппарата массой менее 100 кг имеет порядок (10-4-10-3) g.
Управление силой натяжения на втором этапе имеет релейный характер. Продолжительность этапа составляет 0,33-0,75 от периода обращения БКА. Скорость разматывания троса на этом этапе достигает значений 15-35 м/с. Управление имеет целью развертывание КТС на заданную длину троса с обеспечением в конце участка разведения условий перехода системы в устойчивый режим маятникового движения с максимально допустимой амплитудой.
Недостатками этого способа, принятого в качестве прототипа, являются его низкая энергетическая эффективность по критерию отбора удельной механической энергии у СА, а также сложность практической реализации программы управления развертыванием системы.
Энергетическая эффективность способа определяется двумя факторами: обменом импульсами объектов при их расталкивании, а также амплитудой маятникового движения. Из теории известно, что энергетически оптимальным является разделение объектов по линии вектора орбитальной скорости, то есть СА необходимо отделять против вектора орбитальной скорости. В прототипе выбранное направление отделения СА на 90° отличается от оптимального.
Увеличение амплитуды маятникового движения также повышает энергоэффективность маневра. В работе [3] определена максимальная амплитуда из условия устойчивости маятникового движения. Максимум ограничивается значением полярного угла ψ=66° (угол между линией визирования концевых элементов связки и местной вертикалью ОС). Это значение является предельным, то есть колебания КТС с меньшей амплитудой происходят всегда на натянутом тросе. Видимо этот результат ограничивал области исследования многих авторов [2, 4, 5, 11], в том числе и авторов прототипа. Но попутное маятниковое движение, как показано в работах [9, 10], устойчиво с амплитудой, близкой к 90°. Учет этого факта позволяет заметно повысить энергоэффективность и расширить маневренные возможности КТС.
Второй недостаток прототипа - сложность практической реализации программы управления развертыванием системы - обусловлен тем, что активное управление силой натяжения троса производится сразу после отделения СА.
При малом удалении объектов связки управление силой натяжения может вызвать обратный эффект («схлопывание»). Во избежание этой очевидной опасности в прототипе предусмотрено ограничение по величине управляющего ускорения (10-4-10-3) g, что соизмеримо с погрешностями модели, измерительных приборов и исполнительных органов. Кроме того, скорость разматывания троса на втором этапе достигает значений 15-35 м/с. Реализация такой скорости подачи троса на техническом устройстве будет непременно сопровождаться значительным неконтролируемым ростом паразитных сил кулоновской и инерционной природы. Совокупность именно этих недостатков не позволила развернуть на полную длину тросовую систему в летном эксперименте YES2 в сентябре 2007 года.
Для устранения этих недостатков предлагается способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания КТС. При одинаковых временных затратах на маневр способ имеет ряд заметных преимуществ. Технологически схему маневра, лежащего в основе предлагаемого способа, разделяют на четыре этапа [10] (фиг.1):
1. Отделение СА от ОС, находящейся на околоземной круговой орбите радиуса rc подачей трансверсального тормозного импульса ΔV.
1-2. Пассивное развертывание КТС путем свободной подачи троса на максимальную (заданную) длину троса l+. Обеспечение в конце участка разведения условий плавного перехода в режим попутного колебательного движения КТС.
2-3. Пассивное маятниковое движение КТС до момента прохождения СА местной вертикали ОС.
3-4. Отделение (путем разрыва троса) и переход СА на траекторию спуска с последующим входом в плотные слои атмосферы на высоте НУГА (условная граница атмосферы).
После трансверсального расталкивания тормозным импульсом ΔV при свободной подаче троса, СА переходит на траекторию относительного движения, представленную на фигуре 2 в подвижной орбитальной системе координат в виде годографа вектора относительной дальности. На этой траектории есть две особые точки t- и t+, которые являются границами реверсного (возвратного) участка движения СА. Положение точек определено из условия равенства нулю относительной скорости движения СА. На переходной эллиптической орбите СА эти точки расположены симметрично относительно линии апсид и их положение на орбите стабильно при ΔV<30 м/с и определяется координатами: ϑ-=139°, ϑ+=221°. Относительная дальность до СА в особых точках
,
. Уменьшение дальности в конце реверсного участка составляет
. Значение полярного угла
. Угловые скорости линии визирования СА
. Время прибытия в точки:
,
. Максимальная скорость развертывания троса равна 6,5 ΔV. Максимальная скорость выборки троса на реверсном участке равна начальной скорости при расталкивании объектов. Во второй особой точке ϑ+=221° выполняются условия безударного перехода в устойчивый режим попутного колебательного движения КТС с максимально возможной амплитудой ψ+≈(86-88)°. Подробный анализ параметров относительного движения СА представлен в работе [10].
После фиксирования троса во второй особой точке КТС перейдет в режим попутного колебательного движения. Через интервал времени, равный
, где
, µ=398600,44 км3с-2, СА пересечет линию местной вертикали с относительной угловой скоростью
. После отрезания троса в этот момент СА перейдет на эллиптическую орбиту спуска О3 (фиг.3), линия апсид которой совпадает с линией апсид переходной орбиты при свободной выборке троса. Точка отделения СА на этой орбите является точкой апогея радиуса
, скорость в которой равна
. Если радиус перигея этой орбиты
будет меньше радиуса условной границы атмосферы, то СА, рассеивая энергию в атмосфере, перейдет на траекторию спуска. Угол входа СА в атмосферу определяется геометрическими параметрами орбиты спуска О3 (е3 - эксцентриситет, р3 - фокальный параметр) и геоцентрическим радиусом точки входа в атмосферу rвx:
, где
,
.
Оценить энергоэффективность рассмотренного способа доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания КТС можно с помощью эквивалентных затрат характеристической скорости на реализацию сходных условий входа в атмосферу ракетодинамическим способом:
.
Циклограмма развертывания КТС в маневре спуска представлена на фигуре 4. Подробный анализ предлагаемого способа спуска изложен в работе [10].
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Динамика космических систем с тросовыми и шарнирными соединениями / А.П. Алпатов, В.В. Белецкий, В.И. Драновский, А.Е. Закржевский, А.В. Пироженко, Г. Трогер, B.C. Хорошилов - Москва-Ижевск: НИЦ «Регулярная и хаотическая динамика». Институт компьютерных исследований, 2007. - 560 с.
2. Асланов B.C., Ледков А.С., Стратилатов Н.Р. Пространственное движение космической тросовой системы, предназначенной для доставки груза на Землю // Полет.- 2007. - №2. - С.28-33.
3. Белецкий В.В., Левин Е.М. Динамика космических тросовых систем. - М.: Наука, 1990. - 336 с. (Механика космического полета).
4. Иванов В.А., Ситарский Ю.С. Динамика полета системы гибко связанных космических объектов. - М.: Машиностроение, 1986. - 248 с.
5. Ишков С.А., Наумов С.А. Управление развертыванием орбитальной тросовой системы. // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени С.П. Королева. - Самара, 2006. - Вып.1(9). - С.77-85.
6. Левин Е.М. О развертывании протяженной связки на орбите // Космические исследования. - 1983. - Т. XXI, вып.1. - С.678-688.
7. Патент Российской Федерации. Способ развертывания орбитальной тросовой системы / В.Г. Осипов, Н.Л. Шошунов, В.И. Кочергин. - №2112714, 1998.
8. Сазонов В.В. Математическое моделирование развертывания тросовой системы с учетом массы троса. Препринт ИПМ №58, Москва, 2006.
9. Щербаков В.И., Купреев С.А., Вепрук А.В. Расчет границы области досягаемости маневрирующей орбитальной тросовой системы. - 1993. - 14 с. - Деп. рук. в/ч 11520, № Б1832.
10. Щербаков В.И. Орбитальные маневры космической тросовой системы: монография. - СПб.: ВКА им. А.Ф.Можайского, 2010. - 185 с.
11. Zimmermann F., Schottle U.M., Messerschmid Е. Optimization of the tetherassisted return mission of a guided re-entry capsule. AST 9, (2005), 713-721.
12. Eades J.В. J.A control system for orbiting tethered-body operations // Proceedings IFAC 6-th World Congress. - Boston-Cambriedge. - 1975. - Part. 4. - Pittsburgh. - 1975, 14.2/1-14.2/6.
Claims (1)
- Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы, включающий расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции, отличающийся тем, что отделение спускаемого аппарата производят против вектора орбитальной скорости без управления силой натяжения троса при удалении спускаемого аппарата, а также производят выборку свободного троса на реверсном участке траектории.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011144048/11A RU2497729C2 (ru) | 2011-10-31 | 2011-10-31 | Способ доставки с орбитальной станции на землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания космической тросовой системы |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011144048/11A RU2497729C2 (ru) | 2011-10-31 | 2011-10-31 | Способ доставки с орбитальной станции на землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания космической тросовой системы |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011144048A RU2011144048A (ru) | 2013-05-10 |
RU2497729C2 true RU2497729C2 (ru) | 2013-11-10 |
Family
ID=48788557
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011144048/11A RU2497729C2 (ru) | 2011-10-31 | 2011-10-31 | Способ доставки с орбитальной станции на землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания космической тросовой системы |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2497729C2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2564930C1 (ru) * | 2014-03-12 | 2015-10-10 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации | Способ развертывания космической тросовой системы при доставке спускаемого аппарата с орбитальной станции на землю |
RU2586920C1 (ru) * | 2015-01-26 | 2016-06-10 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации | Способ выполнения маневра уклонения космического аппарата от столкновения на орбите с другими телами |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU137337A1 (ru) * | 1960-03-09 | 1960-11-30 | нов С.А. Емель | Устройство дл предохранени от обрыва вожака дрифтерных сетей |
SU1235818A1 (ru) * | 1984-12-06 | 1986-06-07 | Дальневосточный Ордена Трудового Красного Знамени Политехнический Институт Им.В.В.Куйбышева | Устройство дл управлени приводом судовой лебедки |
RU2112715C1 (ru) * | 1996-10-03 | 1998-06-10 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Способ развертывания орбитальной тросовой системы |
US6913224B2 (en) * | 2003-09-29 | 2005-07-05 | Dana R. Johansen | Method and system for accelerating an object |
US7503526B1 (en) * | 2005-09-23 | 2009-03-17 | Taylor Thomas C | Space transportation node including tether system |
US20100193640A1 (en) * | 2009-01-30 | 2010-08-05 | The Boeing Company | Method and apparatus for satellite orbital change using space debris |
-
2011
- 2011-10-31 RU RU2011144048/11A patent/RU2497729C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU137337A1 (ru) * | 1960-03-09 | 1960-11-30 | нов С.А. Емель | Устройство дл предохранени от обрыва вожака дрифтерных сетей |
SU1235818A1 (ru) * | 1984-12-06 | 1986-06-07 | Дальневосточный Ордена Трудового Красного Знамени Политехнический Институт Им.В.В.Куйбышева | Устройство дл управлени приводом судовой лебедки |
RU2112715C1 (ru) * | 1996-10-03 | 1998-06-10 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Способ развертывания орбитальной тросовой системы |
US6913224B2 (en) * | 2003-09-29 | 2005-07-05 | Dana R. Johansen | Method and system for accelerating an object |
US7503526B1 (en) * | 2005-09-23 | 2009-03-17 | Taylor Thomas C | Space transportation node including tether system |
US20100193640A1 (en) * | 2009-01-30 | 2010-08-05 | The Boeing Company | Method and apparatus for satellite orbital change using space debris |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ИВАНОВ В.А., СИТАРСКИЙ Ю.С. Динамика полета системы гибко связанных космических объектов. - М.: Машиностроение. 1986. ИТОГИ НАУКИ И ТЕХНИКИ. Сер. "Ракетостроение и космическая техника". - М.: 1991, т.12. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2564930C1 (ru) * | 2014-03-12 | 2015-10-10 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации | Способ развертывания космической тросовой системы при доставке спускаемого аппарата с орбитальной станции на землю |
RU2586920C1 (ru) * | 2015-01-26 | 2016-06-10 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации | Способ выполнения маневра уклонения космического аппарата от столкновения на орбите с другими телами |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2011144048A (ru) | 2013-05-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Bombardelli et al. | The ion beam shepherd: A new concept for asteroid deflection | |
Braun et al. | Active debris removal of multiple priority targets | |
Nishida et al. | Strategy for capturing of a tumbling space debris | |
Schaub et al. | Geosynchronous large debris reorbiter: Challenges and prospects | |
US8967548B2 (en) | Direct to facility capture and release | |
EP0382858B1 (en) | Method and apparatus for changing orbit of artificial satellite | |
US9938027B2 (en) | Methods of accelerating a target vehicle to a higher orbit via a kinetic energy storage and transfer (KEST) space vehicle | |
Mazanek et al. | Enhanced gravity tractor technique for planetary defense | |
Mazanek et al. | Asteroid redirect robotic mission: Robotic boulder capture option overview | |
RU2497729C2 (ru) | Способ доставки с орбитальной станции на землю спускаемого аппарата на основе использования пассивного развертывания космической тросовой системы | |
Sah et al. | Design of low thrust controlled maneuvers to chase and de-orbit the space debris | |
Diakov et al. | Problem of load transportation along a space tethered system | |
Ilin et al. | A survey of missions using VASIMR for Flexible Space Exploration | |
Hakima et al. | Deorbiter CubeSat mission design | |
Adams et al. | Using the two-burn escape maneuver for fast transfers in the solar system and beyond | |
Lagno et al. | Parameters design of autonomous docking module and the choice of suitable target and primary payload for ADR | |
Drozd et al. | Application of ZEM/ZEV guidance for closed-loop transfer in the Earth-Moon System | |
Hoyt et al. | WRANGLER: Nanosatellite architecture for tethered de-spin of massive asteroids | |
Landis et al. | A cubesat asteroid mission: Propulsion trade-offs | |
RU2643020C1 (ru) | Способ проведения лётно-конструкторских испытаний автономного стыковочного модуля для очистки орбит от космического мусора | |
RU2586920C1 (ru) | Способ выполнения маневра уклонения космического аппарата от столкновения на орбите с другими телами | |
RU2564930C1 (ru) | Способ развертывания космической тросовой системы при доставке спускаемого аппарата с орбитальной станции на землю | |
Trushlyakov et al. | Choice of a suitable target for developing proposals for an adr flight demonstration experiment | |
Tovarnyh et al. | Propellant savings from using a tether system for Mars flight | |
RU2725091C1 (ru) | Способ управления транспортной космической системой при перелёте космического корабля с орбиты луны на орбиту земли |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20141101 |