Перевод вышедших из строя КА на орбиты захоронения

КА по завершении своего функционального существования превращаются в КМ, представляющий угрозу для действующих КА. Поэтому целесообразно переводить их на орбиты захоронения. Особенно это критично для КА, функционирующих на столь переполненной орбите, как ГСО [32].

Рассматриваются и используются орбиты захоронения и для ИСЗ, действующих на верхних орбитах, из класса низких [33], и для класса полусинхронных орбит. Для каждого из этих трех классов орбиты захоронения свои. Для ИСЗ с полусинхронными орбитами, например, космической системы GPS (Global Positioning System), орбиты захоронения расположены на 220…810 км выше или на 95…250 км ниже их первоначальных орбит [3].

С геостационарной орбиты КА, принадлежащие ряду стран и организаций, начиная с 1977 г., регулярно переводятся на орбиты захоронения, расположенные на 50…1000 км выше ГСО. Однако некоторые КА были переведены на орбиты ниже ГСО. Комитет IADC считает наиболее целесообразным перевод отработавших геостационарных КА на 300 км выше ГСО. В 2004 г. в США Федеральная комиссия по связям выставила требования к операторам ИСЗ переводить геостационарные ИСЗ по завершении их функционирования на орбиты захоронения в 200…300 км выше ГСО, и в 2005 г. эти правила были введены в действие.

На свои орбиты захоронения переводятся отработавшие КА и с орбит других классов. Так, в 2001 г. 19-летний американский «Ландсат» был списан и с 705-километровой рабочей орбиты переведен на орбиту ниже 600 км. В 2005 г. два списанных КА НАСА ERBS и UARS, пролетавшие до этого 21 г. и 14 лет, соответственно, и продолжавшие работать на орбитах ниже 600 км, с помощью соответствующих маневров были «опущены» еще ниже, где время их существования сократилось до 25 лет. Американский военно-морской ИСЗ GFO(из серии «Геосат»), запущенный в 1998 г. для океанографических исследований на орбиту высотой 800 км, в ноябре 2008 г. был переведен на орбиту 455785 км, с которой войдет в атмосферу ранее, чем через 25 лет. В июле 2009 г. французский 19-летний ИСЗ SPOT2 с рабочей орбиты высотой 825 км с помощью 11 маневров был переведен на орбиту захоронения 575795 км, где и просуществует пассивно не более 25 лет. То же самое сделали с его предшественником SPOT1 в ноябре 2003 г. [34].

Перемещение отработавшего КА в область захоронения уменьшает риск столкновения на рабочих орбитах, но увеличивает его на новых орбитах. Причиной могут быть не только столкновения, но и взрывы КО из-за «энергетических» остатков на борту (горючего, аккумуляторов и т. д.).

Следствием взрыва могут стать многочисленные осколки, способные пересечь и рабочие орбиты. Этому способствует тенденция роста эксцентриситета, в частности, у средневысоких орбит. Поэтому приходится при переводе таких ИСЗ на орбиты захоронения минимизировать начальный эксцентриситет и выбирать конфигурацию орбиты захоронения, минимизирующую его рост. Вместе с тем, практикуемое сейчас пассивирование «энергетических» остатков уменьшает вероятность взрывов на орбитах захоронения. Это особенно актуально для высоких орбит, где взрыв или столкновение могут породить множество осколков, орбиты которых способны эволюционировать далеко за переделы орбиты взрыва. При этом время их существования на высоких орбитах достаточно велико. На ГСО оно может достигать миллионов лет. А это уже угроза рабочим орбитам.

На рис. 3.3.1 показано количественное влияние взрыва на ГСО на образование дополнительных потоков крупных осколков (размером более 10 см) на близких высотах.

На этом рисунке видно, что чем дальше орбита захоронения от начальной, тем меньше фрагментов разрушения, если оно произойдет на орбите захоронения, достигнет начальной орбиты.

Рис.3.3.1

Перевод КА на орбиту захоронения связан с определенными затратами. Во-первых, КА и РН должны иметь соответствующие системы управления двигателем и ориентацией. Во-вторых, для совершения соответствующего маневра необходимо предусмотреть дополнительный объем топлива, а это приходится делать либо за счет уменьшения массы выводимой на орбиту полезной нагрузки, либо за счет уменьшения расхода топлива на операции по основной рабочей программе (например, для корректировки орбиты). При расчете этого дополнительного объема топлива можно увидеть такую закономерность: чем выше рабочая орбита и, соответственно, орбита захоронения, тем меньше требуется топлива для осуществления маневра с целью изменения высоты орбиты КА на одну и ту же величину. Эта закономерность объясняет и тот факт, что при взрыве на разных высотах разлет осколков взрыва происходит по-разному. На больших высотах образовавшиеся осколки захватывают более широкий диапазон новых орбит, чем ни низких, при одной и той же мощности взрыва и при тех же начальных скоростях отделения фрагментов.

На Рис. 3.3.2 (см. ниже), также подтверждающем эту закономерность, для трех типичных классов орбит показано необходимое изменение скорости КА, требуемое для перевода его на орбиту захоронения, отстоящую от рабочей на указанную на оси абсцисс величину [3].

Рис.3.3.2

В свое время были и другие предложения по решению проблемы захоронения ИСЗ в конце их активной жизни. Например, отбуксировать их в так называемые стабильные точки на ГСО, расположенные на 75° в. д. и 105° з. д. Коме того, рассматривалась возможность перевода геостационарных КО на геосинхронную орбиту в плоскости Лапласа с наклонением 7,3°, где действие главных возмущений компенсирует друг друга. В результате КО, движущиеся по этой орбите, оставаются на ней, а их относительные скорости составляют всего несколько метров в секунду, т. е. практически не опасны в случае столкновений. При размещении ИСЗ в плоскости Лапласа не требуется регулярных коррекций орбиты для компенсации южно-северных колебаний, на что обычно уходит 95 % топлива, отведенного на коррекцию орбиты.

Однако у этих вариантов оказалось достаточно много недостатков. Наиболее удовлетворительным остается перевод КО на орбиту захоронения в той же плоскости вверх или вниз. Показано, что минимальное расстояние орбиты захоронения, обладающей достаточной эффективностью, равно 300 км вверх [32, 35]. Для подъема орбиты КА над ГСО на 300 км требуется расход топлива 1,69 кг на 1000 кг массы КА, что эквивалентно расходу топлива на обычную корректировку орбиты в течение 3 мес.

Тем не менее, разногласия по поводу целесообразности перевода геостационарных КО на орбиту захоронения среди экспертов остаются. Несмотря на кажущуюся привлекательность такого маневра в конце жизни КА, он не дает радикального решения проблемы очищения ГСО. Этот прием всего лишь несколько расширяет область риска столкновений, тем самым временно снижая плотность риска.

3.4 Разработка и внедрение мероприятий, направленных на снижение засорённости ОКП.

3.4.1 Использование КА, оснащённых лазером для уборки и уничтожения КМ.

Рассматривается, например, проект спутника, который будет искать обломки и испарять их мощным лазерным лучом или наземный лазер, который должен тормозить обломки для входа и последующего сгорания их в атмосфере.

В состав такого КА входит мощный лазер со своими подсистемами и следующие обеспечивающие системы:

¨ Источник электроэнергии;

¨ Средство маневрирования;

¨ Радиолокатор миллиметрового диапазона для первичного обнаружения микрочастиц на дальности до 100 км;

¨ Лазерный локатор для точного наведения;

¨ Управление комплексом и системой наведения.

В качестве первичного источника электроэнергии будем рассматривать ЯРДУ на основе термоэмиссионной ЯЭУ электрической мощностью 150 кВТ.

Вся система монтируется на платформе ЯЭРДУ. Резонатор лазера размещается в термостате, получающем тепловую энергию от холодильника-излучателя ЯЭУ и обеспечивающем рассеивание выделившейся в резонаторе энергии. Высоковольтная система, накопитель и система формирования импульса накачки размещается в приборно-агрегатном отсеке. Там же расположена высоковольтная система электропитания ЭРДУ. Блок управления, точные приборы навигации и ориентации, исполнительные устройства быстрого изменения ориентации КА и наведения луча силового лазера на частицу размещается в приборном отсеке систем управления.

Функционирование системы включает:

¨ Программное обеспечение КА с помощью ЭРДУ, питаемой от ЯЭУ, в заданном диапазоне высот (вверх-вниз);

¨ Обзор окружающего пространства с использованием радиолокатора миллиметрового диапазона;

¨ Обработка координатно-скоростной информации по обнаруженным частицам;

¨ Сопровождение выделенной частицы до дальности захвата лазерным локатором;

¨ Наведение за счёт измерения угловой ориентации КА с использованием поворотного плоского выходного зеркала.

Захват частицы лазером осуществляется на дальности 50-100 км. Лазерный локатор обеспечивает сопровождение частицы до момента подачи импульсной энергии. [37]

Однако, идея сжигать космический мусор при помощи лазера не очень удачна, поскольку расплавленный металл, остывая, превратится в смертоносное скопление мелких осколков, которое расползется по орбите, еще больше загрязняя космос. [36]

3.4.2. Проект «Sling-sat» – космический спутник-мусорщик.

Интересная система под названием TAMU Space Sweeper разработана в Техасском сельскохозяйственном университете и представляет собой «спутник-пращу», или Sling-Sat (cм. Рис. 3.4.2.1). Главная особенность спутника – в настраиваемых руках, которые при сближении с посторонними объектами будут захватывать их, потом закручивать, а затем — выбрасывать, заставляя менять траекторию.

Рис. 3.4.2.1 Sling-sat

Вследствие этого пойманный и отпущенный объект попадет в земную атмосферу и сгорит в ней. При всем этом энергии спутнику потребуется немного — ее он будет получать от двигающихся к нему объектов КМ. [38]

Похожий проект под названием DEOS разработало Немецкое космическое агентство (DLR). Этот КА сможет осуществить автоматизированный захват космических объектов. «В этой миссии мы хотим показать, что технически возможно успешно приблизиться к спутнику и с помощью роботизированной руки выполнить массу функций – от операций по восстановлению и обслуживанию спутника до сбора космического мусора», – объясняет доктор Мануэль Мец из DLR. [40].

3.4.2. Проект «Космический тральщик» (КТ).

Рассматривается возможность создания специального мусорособирающего КА – космического тральщика (КТ), снабженного электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ), и пассивным улавливающим элементом (ПУЭ) в виде шара для улавливания мелких частиц космического мусора с низких околоземных орбит. Такой КТ с помощью ракеты-носителя (РН) и разгонного блока (РБ) выводится на круговую орбиту высотой 800 – 1200 км, наиболее засорённую КМ. РБ после окончания своей работы остаётся в составе КТ, чтобы не увеличивать засорённость космоса крупногабаритным КМ. ПУЭ из сложенного состояния разворачивается, включается ЭРД, которая в данном случае выполняет торможение. Вследствие этого, КТ опускается до конечной орбиты (500 – 700) км. В это же время ПУЭ захватывает КМ или снижает его скорость. На более низкой орбите заметно действие аэродинамического эффекта, вследствие которого аппарат постепенно тормозится об атмосферу Земли и сгорает в ней.

Для выбранной ракеты-носителя, способной вывести на определённую высоту околоземной орбиты груз массой М_{0 ,} выбирается прототип по топливу ЖРД известных разгонных блоков, для которых известны удельный импульс и зависящее от типа топлива отношение α сухой массы разгонного блока к массе топлива. Для РБ с ЖРД на топливе АТ+НДМГ принимается α = 0.12, а для ЖРД на топливе кислород + керосин – α = 0.28. Задаются высоты круговых орбит для РБ и для работы КТ с ЭРД.

· Расчёт характеристик РБ.

С целью предварительной оценки массовых характеристик КТ для заданных высот рассчитывается характеристическая скорость W_ЖРД:

W_ЖРД = (3.4.3.1);

где:

A = + (3.4.3.2);

r_k = H _k + R_З (3.4.3.3);

r₀ = H₀ + R_з (3.4.3.4);

r₀ – радиус начальной орбиты,

Н₀ – нижняя высота орбиты,

R_З – радиус Земли,

r_k – радиус конечной орбиты,

H _k – высота конечной орбиты,

- гравитационная постоянная Земли, = 3.986* 10¹⁴ м³/с³;

Полученные значения W_ЖРД используются для определения запаса топлива (М _т):

М _т = М₀ (1 – 1/ e^{W жрд / Jуд жрд}) (3.4.3.5);

где

М₀ – масса груза, выводимая на околоземную орбиту данным РН,

J_{уд жрд} - удельный импульс ЖРД.

Далее вычисляется суммарный импульс тяги ЖРД I_∑:

I_∑ = М _т * J_{уд жрд} (3.4.3.6);

Зная тягу РБ, определяем время его работы _рб:

_рб = (3.4.3.7);

С учётом известного отношения α сухой массы РБ к массе топлива определяется величина сухой массы РБ – РБ_сух:

РБ_сух = α ^. М _т. (3.4.3.8);

Так как предполагается, что РБ без выработанного топлива остаётся в составе КТ, то масса последнего определяется из выражения:

М_КТ = М₀ - М _т. (3.4.3.9).

· Расчёт характеристик ЭРДУ

Для заданных высот Н₀ и Н _к рассчитываются r₀^*, _k ^* и определяется характеристическая скорость ЭРД:

W_ЭРД = (3.4.3.10); где (r*0 = r^*₀; = ^* _k);

где ^* _k = (3.4.3.11); где (r0 = r₀, rk = r_k),

r₀^* - радиус орбиты, на которой заканчивается работа ЭРДУ.

Выбирается прототип ЭРД, для которого задаётся время активной работы _ЭРД и рассчитываются потребляемая мощность N и тяга Р:

N = (J²_{уд ЭРД} * М _РТ ) / (2η _{T ЭРД}) (3.4.3.12);

Р = (3.4.3.13);

где

J_{уд ЭРД} – удельный импульс,

η _T – тяговый КПД,

– цена тяги [41]

М_рт – масса рабочего тела;

М _РТ = М_КТ (1 – 1/ e^{W хар ЭРД / Jуд жрд}) (3.4.3.14).

Далее определяются массовые характеристики транспортной системы в целом, целевой и служебной аппаратуры.

Для КТ с ЭРДУ можно записать:

М^*_кт = М_пн + М_cэп + М_констр + М_спу + М_са + М _д + М_рт + М_схпрт (3.4.3.15);

где

М^*_кт – масса КТ за вычетом М_{РБ сух},

М_пн – масса полезной нагрузки (масса улавливающего элемента КТ с элементами крепления и развёртывания в рабочее положение),

М_пн = М^*_кт – (М_cэп + М_констр + М_спу + М_са + М _д + М_рт + М_схпрт) (3.4.3.16);

М_cэп – масса системы электропитания,

М_cэп=β^.N (3.4.3.17);
Значение β может быть принятым, например, 50 кг/кВт

М_констр – масса конструкции КТ,

М_констр – 0.7 ÷ 0.8 ^. (М_спу+М_cэп+М _д+М_схпрт) (3.4.3.18);

М_спу – масса системы преобразования и управления ЭРДУ, М_спу – прибл. 10 кг,

М_са – масса служебной аппаратуры КТ, М_са- прибл. 264 кг,

М _д – масса двигателя,

М_рт – масса рабочего тела,

М_схпрт – масса системы хранения и подачи рабочего тела,

М_схпрт = γ_Б ^. М _рт (3.4.3.19), где γ_Б=0.15

Масса полезной нагрузки М_пн мусорособирающего КА для шарообразного ПУЭ с элементами крепления и развёртки определяется из соотношения:

М_пн = 4πR²δ (3.4.3.20),

откуда радиус ПУЭ R:

R = (3.4.3.21);

Где δ – плотность оболочки ПУЭ.

· Полученные результаты.

Для выведения КТ на конечную орбиту были рассмотрены РН разработки США, Франции, Китая, а также Украины и России. Начальная высота орбиты Н₀ для работы ПУЭ принималась равной 1200 км, конечная Н_к – 500 км. Удельный импульс ЖРД J _ЖРД = 20000 м/с. Время активной работы КТ от начальной до конечной орбиты Т_ЭРД = 0.5 года. Плотность оболочки ПУЭ δ=0.2 кг/м².

Естественно, что РН большей грузоподъёмности способны вывести на околоземную орбиту КТ большей массы с большим радиусом ПУЭ. При этом для существующих РН США радиус ПУЭ с плотностью оболочки 0.2 кг/м² может составить от 25м («Titan-2-SL-V») до 84м («Delta-4H»); для РН Франции – от 37м («Arian-40») до77м («Arian-5G»); для РН Китая – от 27м («CZ-2C») до 58м («CZ-3B»); для РН России и Украины – от 32м («Молния») до 80м. [39]

Дата добавления: 2015-09-02