СПОСОБ СТЫКОВКИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
METHOD OF SPACESHIP DOCKING AND DEVICE TO THIS END

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стыковки космических аппаратов в различных ситуациях, включая нештатные.
Известны и широко отработаны способы стыковки космических аппаратов на орбите и устройства для их осуществления, например система «Игла», андрогинные системы «Курс», «Курс-ММ». При всех этих способах стыковка осуществляется после совмещения плоскости орбит стыкуемых аппаратов и выравнивания их относительных скоростей. Завершающим этапом является мягкая стыковка, касание, захват с фиксацией узлами стыковки и последующим стягиванием аппаратов. Например, решение, защищенное патентом Российской Федерации «Андрогинный периферийный агрегат стыковки (АПАС) и демпфер амортизационно-приводной системы для него» №2131829, B64G 1/00, 23.02.1998, Сыромятников B.C. Акционерное общество открытого типа Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королева. Данное решение выбрано в качестве прототипа.
Недостатком известного способа является ограниченность его применения только для условий штатной ситуации, при которой требуется обязательное совмещение плоскостей движения стыкуемых космических аппаратов и выравнивание их относительных скоростей.
Может возникнуть ряд ситуаций, когда необходимо производить стыковку космического аппарата без возможности выполнения этого условия.
Например, при стыковке космического аппарата на круговой орбите с космическим аппаратом на эллиптической орбите в точке их встречи, или для срочного спуска с орбиты пилотируемого корабля при отказе у него тормозного двигателя или операций с космическим кораблем, потерявшим управление.
Целью предлагаемого решения является расширение возможности стыковки космических аппаратов с максимально допустимой разницей относительных скоростей, допускающую решение задачи стыковки в более широком диапазоне сценариев.
Достижение цели при реализации предлагаемого способа обеспечивают использованием при стыковке устройства объединения космических аппаратов в единую механическую систему без предварительного выравнивания векторов их скорости, способного погасить кинетическую энергию разницы их движения.
Возможность поглощения этой кинетической энергии определяется конструкцией активного космического аппарата, характеристикой материалов, воспринимающих нагрузку, запасами топлива на борту активного космического аппарата.
Сущность изобретения заключается в следующем.
Способ стыковки космических аппаратов, один из которых пассивный, а другой, сближающийся с ним, активный, заключается в том, что с пассивного космического аппарата перед стыковкой выпускают устройство зацепления, например надувную мишень с высокопрочной сеткой и световой сигнализацией, имеющую силовую связь с пассивным космическим аппаратом, а с активного космического аппарата при сближении с пассивным космическим аппаратом на минимальное расстояние при несовпадении векторов их скоростей выпускают ракету, связанную с выпускаемым активным космическим аппаратом тросом с энергопоглощающими элементами, ракету в режиме самонаведения наводят на световые сигналы устройства зацепления до попадания в его высокопрочную сетку и зацепления с ней выдвижными элементами ракеты, регулируют натяжение троса, осуществляя его торможение при выпуске, обеспечивающее натяжение троса, не превышающее предельного значения, а после выпуска всей длины троса используют раскрытие энергопоглощающих элементов на нем, обеспечивая его удлинение и не превышение предельного значения натяжения троса, причем в совместном движении аппаратов двигателями активного космического аппарата устраняют вращение вокруг суммарного центра масс и после прекращения расхождения аппаратов подтягивают пассивный аппарат к активному с помощью троса и производят стыковку.
Устройство для реализации способа стыковки космических аппаратов, один из которых пассивный, а другой - активный, оснащенный двигателями, узлами стыковки, бортовой системой управления, служебными бортовыми системами, выполнено таким образом, что пассивный космический аппарат оснащен блоком выпуска устройства зацепления, состоящим из надувной мишени с высокопрочной сеткой, снабженной сигнальным маяком, прикрепленным силовым фалом к блоку выпуска, а активный космический аппарат снабжен лебедкой с намотанным на нее тросом, на конце которого прикреплена ракета с головкой самонаведения и щеткой с раздвижными крючками, а лебедка имеет устройства разматывания и наматывания троса, регулирования его торможения, электрически связанные с бортовой системой управления.
Трос активного космического аппарата выполнен с энергопоглощающими элементами по длине, например, в виде складок, скрепленных фиксирующим креплением, прочность которого на срез при раскрытии энергопоглощающего элемента меньше, чем прочность основного сечения троса на разрыв.
Пассивный космический аппарат (ПКА) оснащают устройством зацепления - системой с небольшой массой по возможности простой и недорогостоящей, основным элементом которой является надувная мишень, мишень на прочном фале.
Активный космический аппарат (АКА) специализирован для стыковки по предлагаемому способу и оснащен системой, включающей ракету с головкой самонаведения, прикрепленную к тросу и лебедку с системой электропривода с электродвигателем разматывания и наматывания, имеющую тормозное устройство, датчики натяжения троса и электрически связанную с бортовой системой управления.
В соответствии с предлагаемым способом задача стыковки решается без предварительного выравнивания векторов скорости стыкуемых космических аппаратов. Возможность компенсации разницы векторов скорости пассивного и активного космических аппаратов зависит от конструктивных характеристик активного космического аппарата, определяющих его возможность поглощения кинетической энергии, которую необходимо погасить после образования связки космических аппаратов, движущихся с разными векторами скорости.
Перед стыковкой пассивный космический корабль выпускает устройство зацепления. Устройство зацепления представляет собой надувную мишень с высокопрочной сеткой и световой сигнализацией, прикрепленную на силовом тросе. Надувную мишень надувают с помощью сжатого газа, расправляя ее силовую плетеную оболочку и включают сигнальный маяк на ней.
АКА выводят на орбиту, оптимизированную для стыковки с ПКА, например, по минимуму времени, необходимому для выполнения стыковки, с возможно меньшим расхождением параметров движения космических аппаратов.
С АКА выпускают ракету с головкой самонаведения, которую наводят на надувную мишень устройства зацепления ПКА. Ракета прикреплена к тросу, разматываемому с лебедки АКА.
Перед подходом к мишени пассивного космического аппарата на ракете раскрывают щетку из выдвижных крючков и включают двигатель для уменьшения скорости встречи с мишенью до допустимой расчетной.
При попадании в надувную мишень выдвижные крючки щетки создают зацепление и соответственно связку космических аппаратов ПКА и АКА.
В ряде случаев, для повышения надежности зацепления, применяют захват силового троса ПКА системой захвата второго уровня.
После создания надежного зацепления происходит натяжение троса связки ПКА и АКА, так как векторы скоростей ПКА и АКА различаются. Связка ПКА и АКА переходит в состояние совместного сложного движения с вращением вокруг суммарного центра тяжести.
Чтобы не допустить превышения скорости вращения и соответственно перегрузки от центробежных сил, а также чтобы не допустить обрыва связки при превышении сил натяжения трос разматывается (стравливается) с лебедки активного космического аппарата. Бортовая система управления АКА с помощью устройства торможения при стравливании обеспечивает расчетную силу натяжения на тросе.
Длина троса, наматываемого на катушку лебедки, определяет величину поглощения энергии, разрывающую трос связки ПКА и АКА, которая зависит от разницы величины и направления векторов скоростей движения ПКА и АКА.
Для увеличения способности поглощения этой энергии трос активного космического аппарата оснащен дополнительными элементами энергопоглощения. Для этого трос выполнен по всей длине с периодическими энергопоглощающими элементами, например, петлеобразными, скрученными или сложенными, скрепленными клеевыми или сшивными соединениями. Основное свойство этих элементов заключается в их поочередном разрыве, то есть раскрытии, под осевой нагрузкой. Прочность разрыва периодического элемента троса должна быть меньше прочности основного сечения троса. Таким образом, при осевой нагрузке, превышающей силу натяжения при стравливании троса, после его полного разматывания с лебедки АКА начинают разрываться энергопоглощающиеся элементы троса, например раскрываются его складки после разрыва скрепляющего складку материала. Трос удлиняется за счет поочередного разрывания энергопоглощающих элементов. Дополнительной функцией энергопоглощающих элементов является предохранительная защита троса от моментальных нерасчетных рывков в совместном движении АКА и ПКА.
Т
1
Энергия поглощения кинетической энергии расхождения ПКА и АКА тросом Е за счет энергопоглощающих элементов определяется как энергия, необходимая для разрыва одного элемента, Е умноженная на количество этих элементов n по всей длине троса.
Т
1
Е=Е×n.
Л
Энергия поглощения кинетической энергии расхождения ПКА и АКА устройством торможения лебедки E определяется как сила торможения (средняя) F на длину разматывания троса l.
.
сум
Суммарная энергия поглощения энергии Е с помощью торможения лебедки и разрыва элементов троса определяет возможности стыковки ПКА И АКА без предварительного выравнивания их векторов скорости.
сум
Л
Т
Е=Е+Е.
После погашения сил, растягивающих трос, начинают этап стягивания аппаратов. Для этого включают лебедку в режим наматывания троса. При этом контролируют и гасят скорость вращения связки аппаратов двигателями АКА.
После стягивания производят стыковку, удерживающий захват ПКА и фиксацию аппаратов. После этого, используя двигатели АКА, уводят связку в необходимую точку космического пространства или обеспечивают вход в земную атмосферу.
Уровень технологий, обеспечивающих прочность применяемого материала троса его конструкции, конструкции лебедки АКА определяет технико-экономические границы применения предлагаемого способа стыковки.
Сущность способа и устройства для его реализации иллюстрируют чертежи:
фиг.1 - этапы стыковки АКА и ПКА;
фиг.2 - ПКА с устройством зацепления;
фиг.3 - ПКА с выпущенной надувной мишенью;
фиг.4 - АКА;
фиг.5 - пуск ракеты с АКА и наведение ее на мишень;
фиг.6 - выравнивание скорости ракеты и выпуск выдвижных крючков щетки;
фиг.7 - создание зацепления связки ПКА и АКА;
фиг.8 - сложное движение связки ПКА и АКА;
фиг.9 - отстрел ПКА при вращении связки (вариант);
фиг.10 - стягивание космических аппаратов при установившемся движении связки;
фиг.11 - захват ПКА и его транспортировка;
фиг.12 - устройство энергопоглощающего элемента троса АКА (вариант).
Реализация предлагаемого способа стыковки космических аппаратов заключается в выполнении следующих операций.
Этапы стыковки АКА и ПКА показаны на фиг.1 (упрощенно).
1 - этап выпуска надувной мишени ПКА и пуска ракеты АКА;
2 - зацепление выдвижных крючков ракеты с сеткой надувной мишени, создание связки АКА и ПКА;
3 - расхождение АКА и ПКА в связке, разматывание троса с лебедки АКА в режиме притормаживания;
4 - расхождение АКА и ПКА в связке с торможением за счет разрыва энергопоглощающих элементов;
5 - стягивание связки ПКА и АКА наматыванием троса на лебедку АКА;
6 - стыковка АКА и ПКА, совместное движение.
1) С пассивного космического аппарата 7 (фиг.2) в случае необходимости выполнения стыковки выпускают надувную мишень 8 на силовом фале 9, для чего открывают крышку 10 контейнера 11, выбрасывают надувную мишень, обеспечивая натяжение силового фала, надувают мишень с помощью баллона 12, включают сигнальный маяк 13 (фиг.3) на надувной мишени.
2) Активный космический аппарат 14 (фиг.4) осуществляет маневрирование с орбиты выведения или с дежурной орбиты для подготовки к стыковке с оптимизацией, например, по критерию экономии полного времени на операцию стыковки.
3) С активного космического аппарата 14 (фиг.5) в момент сближения с ПКА на необходимое расстояние выпускают ракету 15 с головкой самонаведения 16, настроенную на параметры сигнального маяка 13 мишени 8 ПКА. Ракета растягивает прикрепленный к ней трос 17, намотанный на лебедку 18 в корпусе АКА, с помощью маршевого двигателя 19. Механизм лебедки 20 обеспечивает своевременную подачу троса 17 для его раскрутки с регулированием силы натяжения троса.
4) Перед подходом к мишени 8 ПКА на ракете раскрывают щетку 21 (фиг.6) с прочными крючками 22 и включают двигатель подтормаживания 23 для корректировки и уменьшения скорости ракеты.
5) После попадания ракеты 15 в мишень 8 ПКА крючки щетки 22 (фиг.7) создают зацепление с мишенью и объединяют космические аппараты в единую механическую систему - связку ПКА и АКА. Для повышения надежности зацепления возможно создание дополнительного захвата фала 9 ПКА.
6) После создания соединения ПКА 7 и АКА 14 (фиг.8) связка системы ПКА и АКА переходит в результирующие сложное движение.
На фиг.8 показаны:
С
ω - мгновенное угловое вращение вокруг суммарного центра масс АКА и ПКА;
Vc - мгновенная поступательная скорость суммарного центра масс;
ака
V - вектор скорости центра масс АКА;
p
τ
ака
ака
V , V  - радиальная и тангенциальная составляющих вектора скорости АКА;
пка
V - вектор скорости центра масс ПКА;
ρ
τ
пка
пка
V , V  - радиальная и тангенциальная составляющих вектора скорости АКА.
Трос стравливают с лебедки в режиме подтормаживания, контролируя силу натяжения и параметры движения связки ПКА и АКА с тем, чтобы не превысить на тросе допустимого значения нагрузки от осевой силы и допустимых перегрузок на космических аппаратах.
После использования длины троса, разматываемого с лебедки, для погашения энергии от разницы векторов скорости ПКА и АКА, разрывающей их связку, для дальнейшего гашения этой разницы используют энергопоглощающие свойства троса 17 АКА при поочередном разрыве его энергопоглощающих элементов 24 (А на фиг.8) без повреждения основного сечения троса.
7) После достижения стабилизации движения ПКА и АКА (фиг.9) в их связке (устранения их взаимного расхождения) осуществляют стягивание космических аппаратов 7 и 14 с помощью лебедки АКА, включая ее электродвигатель в режим наматывания троса.
8) При движении системы в режиме стягивания возможен вариант достижения необходимого направления и величины скорости ПКА (фиг.10) для достижения цели (например, для входа в атмосферу Земли для спуска). В этом случае включают систему отстрела троса в расчетный момент времени и ПКА получает необходимый импульс движения в заданном направлении.
После ухода ПКА в заданном направлении на АКА сворачивают трос в соответствии с требованиями предотвращения засорения околоземного космического пространства и возвращают на позицию завершения операции.
9) При стягивании аппаратов осуществляют контроль параметров движения связки ПКА и АКА, регулируя натяжение троса электродвигателем лебедки, устраняя превышение скорости вращения связки ПКА и АКА с помощью двигателей АКА.
10) В случае реализации основного варианта ПКА и АКА (фиг.11) стягивают и обеспечивают стыковку.
После фиксации КА связку ПКА и АКА с помощью ДУ АКА доставляют в заданную точку пространства или осуществляют торможение для входа в атмосферу Земли.
Устройство для реализации предлагаемого способа содержит следующие основные элементы.
На ПКА установлен блок выпуска устройства зацепления мишени, который содержит корпус 7 с откидной крышкой 10, надувную мишень 8, имеющую высокопрочную сетку с баллоном наддува 12, прикрепленную к свернутому силовому фалу 9, связанному корпусом 7, заряд выброса надувной мишени 25, сигнальный маяк 13, работающий, например, в оптическом диапазоне.
АКА оснащен ракетой с головкой самонаведения, настроенную на частоту и периодичность сигналов сигнального маяка 13 надувной мишени 8. На ракете размещен блок щетки выдвижных крючков, маршевый двигатель 19, двигатели коррекции, двигатели подтормаживания 23, система отстрела троса.
Лебедка 18 с барабаном с намотанным тросом 17 имеют механизм 20 с тормозной системой и системой намотки троса, в которые входит электродвигатель и редуктор.
Электродвигатель лебедки электрически связан с бортовой системой управления АКА, обрабатывающей исходные данные ситуации, параметры движения и состояния троса по показаниям системы ориентации, связи, датчиков натяжения троса и комплекса необходимых индикаторов.
Трос АКА 17 выполнен с энергопоглощающими элементами 24, например, в простом варианте в виде складок сшитых или склеенных 25 (фиг.12), таким образом, что усилие на разрыв крепления складки не превышает усилия на разрыв основного сечения троса.
Положительным свойством от применения предлагаемого способа и устройства является получение социального эффекта, который заключается в повышении безопасности космической деятельности. Этот эффект достигается расширением возможностей ликвидации непредвиденных и нештатных случаев в полете космических аппаратов, касающихся управления их движением, например отказом ДУ торможения, системы ориентации, авариями на борту и т.д.
В ряде вариантов такой способ может быть использован в штатном варианте, как обеспечивающий лучшую экономическую эффективность. Величину экономического эффекта определяет ряд конструктивных и технологических факторов, таких как соотношение массы ПКА и АКА, отработанность системы создания захвата, тяговые характеристиками лебедки, свойства материала троса и другие.
Например, такой способ может быть использован для подхвата и перенаправления малых космических аппаратов, для коррекции движения космической станции и т.д.
Реализация предлагаемого способа возможна в сочетании с существующими способами стыковки КА и узлами для их реализации как дополнительное средство обеспечения безопасности.