СПОСОБ ИЗМЕНЕНИЯ ТРАЕКТОРИИ ДВИЖЕНИЯ ОПАСНОГО КОСМИЧЕСКОГО ТЕЛА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
METHOD OF CHANGING MOTION TRAJECTORY OF DANGEROUS COSMIC BODY AND DEVICE TO THIS END

Данное изобретение относится к области прикладного применения космической техники для обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом (ОКТ) (астероидом, кометой, метеором) или прохождения этого тела в недопустимой близости.
Для устранения этой опасности создается система наблюдения и воздействия на опасные космические объекты. Известен проект создания системы планетарной защиты «Цитадель». Предполагается, что после обнаружения опасного космического тела наземными средствами в космос будут запущены малые космические аппараты-разведчики для уточнения траектории астероида. По их целеуказаниям будут работать космические перехватчики, оснащенные ядерными взрывными устройствами. Выполняется задача изменения траектории опасного космического тела или в крайнем случае его разрушения.
Известны различные способы воздействия на эти объекты с целью изменения их траектории или разрушения.
В соответствии с патентом US 6726153 ВА, 2003 г., 7 B64G 1/64, НКИ 244-158, 244-168 «Фотонный космический аппарат для изменения орбит астероидов, метеоров и комет» Campbell Jonathan W., NASA предлагается стыковать космический корабль с опасным астероидом, метеором, кометой или иным космически объектом, используя привязь в форме петли, подтягивать космический корабль и развертывать фотонное устройство - отражатель, заполненный пеной для использования давления солнечного света для изменения орбиты опасного объекта.
Для борьбы с астероидами предлагалось взрывать их термоядерным зарядом, смещать гравитационным сдвигом, осуществлять удар тяжелой болванкой, использовать лазерное излучение. В случае ударного разрушения астероида есть вероятность, что осколки за счет взаимного притяжения успеют снова собраться вместе.
Известен способ отклонения опасных комет с траектории столкновения с Землей по патенту RU 0002266240 С2, 2003 г., 7 B64G 1/00. А.А.Масленников ОАО «РКК «Энергия им. С.П.Королева». По этому способу на комету оказывается тепловое воздействие источником ядерной энергии после очистки поверхности ядра кометы несколькими ядерными взрывами на полюсе от вращения кометы. На очищенную поверхность сажают космический аппарат с ядерной энергетической установкой для разогрева ядра кометы и создания реактивной тяги от струи истекающей с поверхности кометы.
В случае применения тяжелой болванки необходимо запустить с Земли слишком тяжелый космический аппарат.
Есть предложение астрономов из французского центра космических исследований (CNES) сбивать астероиды, угрожающие Земле, другими небесными телами. Для этого используют астероид соответствующих размеров, который доставляют в одну из пяти лагранжевых точек. Перед приближением опасного объекта извне «привязанный» астероид выводят из равновесия так, чтобы его траектория пересеклась с опасным космическим телом.
В качестве прототипа предлагаемого изобретения выбран вариант изменения траектории опасного космического тела путем осуществления удара по нему космическим аппаратом с взрывчатым веществом. Расчеты для реализации этого варианта опубликованы в источниках [1, 2, 3].
Недостатком такого варианта является необходимость применения заряда значительной мощности, при которой большая доля энергии затрачивается не на изменение траектории цели, а на ее разрушение, при котором траектории обломков непредсказуемы.
Целью данного изобретения является повышение эффективности воздействия на опасное космическое тело при одновременном снижении затрат для изменения его траектории. Это достигается применением высокоточных средств наведения и использования возможностей вычислительной техники и систем связи.
По предлагаемому способу, после определения траектории и характеристик ОКТ известными наземными способами и с помощью малых космических аппаратов-разведчиков, запускают ракету-носитель и выводят на траекторию встречи с ОКТ космический аппарат с программой воздействия на ОКТ. Воздействие на ОКТ осуществляют с помощью космического аппарата с командным отсеком и комплектом ударных блоков, которые при подходе к ОКТ позиционируют в пространстве на заданном интервале и наводят в заданную точку на поверхности ОКТ, так, чтобы траектория ударного блока проходила через центра масс ОКТ по вектору направления оптимального сдвига траектории ОКТ.
Воздействие на ОКТ осуществляют комплектом ударных блоков поочередно с заданным интервалом времени.
Первый блок оснащают системой пенетрации для проникновения на необходимую глубину в астероид, где осуществляют подрыв его заряда, что создает в астероиде кратер или каверну по форме, оптимизирующей создание реактивной струи, изменяющей траекторию астероида, кроме того, выбрасываемые осколки ОКТ увеличивают эффект создания реактивной силы.
Устройство пенетрации включает утолщенный корпус блока и его форму, обеспечивающую движение в твердой среде до необходимой глубины.
Последующие ударные блоки наводят на кратер, используя систему наведения на тепловое пятно в кратере и команды управления командного блока.
Положительные качества такого способа воздействия на ОКТ заключаются в том что, физический эффект от серии точных ударов обеспечивает более значительный результат, чем одноразовое воздействие, при котором большая часть энергии взрыва рассевается в пространстве, доля энергии взрыва, попавшая на ОКТ, используется неэффективно, а процесс разрушения ОКТ невозможно контролировать.
Применение высокоточных средств наведения с использованием знания свойств материала астероида и характеристик его движения позволяет создать в ОКТ кратер (каверну), форма которого позволит оптимизировать использование энергии взрывных зарядов, а процесс воздействия серии ударов контролируется и управляется командным аппаратом.
Командный отсек космического аппарата оснащают бортовой системой управления, процессором, который обеспечивает управление операцией по ударному воздействию на ОКТ, реализуя заложенную программу, предусматривающую различные варианты развития ситуации, например возможный разлом, преждевременное разрушение цели, необходимость учета увеличения вращения опасного космического тела в результате погрешности ударов блоков при отклонении траектории от точки центра масс ОКТ, потери ударных блоков и другие факторы.
Ударные блоки могут оснащаться зарядами разной величины, в зависимости от расчета оптимизации программы ударного воздействия на астероид. Так последний блок может быть оснащен зарядом повышенной мощности, чтобы иметь возможность реализации различных вариантов воздействия, например разрушающего действия на астероид при недостаточной величине увода астероида с орбиты или воздействия на отколовший кусок астероида.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами:
Фиг.1 - вывод космического аппарата;
Фиг.2 - переход на траекторию встречи с опасным космическим телом;
Фиг.3 - схема устройства космического аппарата;
Фиг.4 - выпуск ударных блоков и позиционирование их в пространстве;
Фиг.5 - схема движения ударных блоков на конечном участке;
Фиг.6 - схема силового воздействия на ОКТ;
Фиг.7 - попадание первого ударного блока;
Фиг.8 - попадание второго ударного блока;
Фиг.9 - попадание i-го ударного блока;
Фиг.10 - попадание n-го ударного блока.
Способ изменения траектории движения опасного космического тела осуществляют следующим образом.
С помощью (Фиг.1) астрономических оптических 1 и радиотехнических 2 средств определяют параметры движения ОКТ 3 и характеристики его состава (содержание веществ, их структуру). Возможно использование для этих целей космических аппаратов-разведчиков 4.
С помощью известных средств выведения 5 (Фиг.2) космический аппарат 6 выводят на орбиту и с помощью разгонной ступени 7 выводят на траекторию встречи с ОКТ, выполняют необходимые промежуточные коррекции, например используя гравитационное поле Луны 8.
Космический аппарат оснащают командным отсеком, отсеком полезной нагрузки, содержащим ударные блоки 9 (Фиг.3).
I
∑
1
2
I
N
При подходе к цели из отсека носителя выпускают поочередно ударные блоки 9 (Фиг.4), которые занимают позицию в пространстве на заданном расстоянии друг от друга через заданный интервал на траектории движения к ОКТ. Ударные блоки подходят к ОКТ поочередно и в результате каждого попадания и подрыва заряда ВВ траектория ОКТ изменяется на угол α (Фиг.5). Суммарное отклонение траектории ОКТ определяют векторным сложением как α=α+α+α+α.
Первый ударный блок оснащают устройством пенетратором 10 для проникновения на необходимую глубину опасного космического тела.
M
Первый ударный блок наводят в точку прицеливания Т (Фиг.6) на поверхности ОКТ так, чтобы траектория первого ударного блока проходила через центр масс цели Ц в направлении вектора необходимого воздействия на ОКТ.
ω - угловая скорость вращения ОКТ.
После входа первого ударного блока в ОКТ на расчетную глубину h осуществляют детонацию взрывчатого вещества (ВВ). Это обеспечивает создание силы воздействия на ОКТ для изменения его траектории.
i
ω - изменение угловой скорости вращения ОКТ от воздействия i-го ударного блока.
∑
Мощность зарядов ВВ выбирают в диапазоне из условия обеспечения силы необходимого ударного воздействия, зависящей от массы опасного космического тела и обеспечения сохранения целостности опасного космического тела до момента, когда будет обеспечен угол отклонения траектории ОКТ α, устраняющий опасность столкновения с Землей.
Фазы попадания ударных блоков 9 №1-9 № N в ОКТ показаны на Фиг.7-10, где а - фаза подхода и коррекции траектории ударного блока, б - попадание и подрыв заряда ВВ.
Недопущение преждевременного раскалывания опасного космического тела является условием обеспечения безопасности Земли от столкновения с крупными обломками опасного небесного тела. Ударный импульс движения от попадания первого блока и реактивная сила от выброса струи и обломков цели изменяют траекторию цели. Второй ударный блок подходит к цели через промежуток времени, необходимый для разлета от кратера обломков цели и газовой струи.
2
Результаты воздействия на ОКТ отслеживают аппаратурой космического аппарата, включающей оптические датчики, процессор, который обрабатывает данные, и через систему связи обеспечивают корректировку траектории второго ударного блока, так, чтобы второй ударный блок, используя систему самонаведения на тепловое пятно, вошел в кратер, сделанный первым ударным блоком. После попадания в кратер производят подрыв заряда ВВ второго блока. Это обеспечивает создание силы F- воздействия на ОКТ. Ударный импульс движения от попадания второго блока и реактивная сила от выброса струи и обломков из кратера (каверны) изменяют траекторию ОКТ.
3
Результаты воздействия на ОКТ отслеживают аппаратурой командного отсека космического аппарата и через систему связи обеспечивают корректировку траектории третьего ударного блока, так чтобы третий ударный блок, используя систему самонаведения на тепловое пятно, вошел в кратер и после детонации ВВ создал силу F.
Операция корректировки траектории ударного блока на конечном этапе по измерениям уточненных параметров движения ОКТ после предыдущего ударного воздействия и расчетам аппаратуры командного блока космического аппарата и самонаведения ударного блока на тепловое пятно в кратере на опасном космическом теле повторяется для каждого ударного блока из комплекта.
Количество ударных блоков в комплекте определяют исходя из расчета вероятности выполнения операции, учитывая возможные промахи, разрушения их в облаке обломков и отказы систем блоков.
Командный блок передает результаты воздействия на ОКТ на Землю и может быть использован как дополнительный ударный блок, для чего его также оснащают системой самонаведения на тепловое пятно для попадания в кратер.
1
n
∑
Воздействие всех ударных блоков F-F создает суммарную силу F, которая определяется как векторная сумма этих сил.
Устройство для осуществления предлагаемого способа изменения траектории движения опасного космического тела (вариант) показано на схеме фиг.4, где в корпусе 11 космического аппарата 6 размещены обеспечивающие бортовые системы: процессор 12 наблюдения и наведения на цель с оптическими датчиками 13, двигателями ориентации 14 и движения 15 с баллонами рабочего тела 16 радиосвязи с земным центром управления и с ударными блоками 17, командный отсек 18, необходимые служебные системы (терморегулирования, энергопитания и др.)
Отсек с размещенными в нем ударными блоками имеет устройство крепления ударных блоков 19 и их выпуска с люками и крышками 20.
Отсек заряда взрывчатого вещества 21 оснащен системой подрыва.
Ударные блоки имеют систему самонаведения с оптическими датчиками 22 в инфракрасном диапазоне и систему управления от процессора и через систему связи с командным блоком космического аппарата 23. Все ударные блоки оснащены отсеком движения с баллонами рабочего тела.
Первый ударный блок оснащен устройством пенетрации, его форма и размеры и характеристики прочности корпуса рассчитаны из условий движения в твердой среде для проникновения в ОКТ на расчетную глубину h.
Пример использования устройства для осуществления предлагаемого способа (вариант).
По результатам определения параметров движения и характеристик ОКТ производят комплектацию устройства для осуществления предлагаемого способа. Выбирают число ударных блоков, размер и объем зарядов ВВ, компоновку командного космического аппарата-носителя ударных блоков, составляют программу воздействия на ОКТ, вводят ее в бортовой процессор космического аппарата.
Устройство выводят известным способом на околоземную переходную орбиту и переводят с нее на траекторию встречи с ОКТ с заданного направления.
Нормальный режим полета обеспечивает комплекс бортовых систем космического аппарата, выполненный на основе известных технических решений.
При подходе на расчетное расстояние к ОКТ космический аппарат открывает створки 20, выпускает первый ударный блок 9 №1 и поочередно через интервал времени все остальные 9 №2-9 № N.
Блоки включают двигательные установки и для уточнения позиционирования в цепочке построения ударных блоков. Космический аппарат продолжает движение замыкающим в цепочке и поддерживает управляющую связь с ударными блоками через системы радиосвязи
На этапе подхода к ОКТ с помощью оптических датчиков и бортового процессора КА уточняется точка прицеливания на поверхности ОКТ из условия определения суммарного вектора оптимального воздействия на ОКТ, обеспечивающего необходимую величину отклонения его траектории. Вектор направления движения первого ударного блока в точке прицеливания должен проходить через центр масс ОКТ в направлении заданного воздействия по сдвигу траектории ОКТ.
В соответствии с полученными данными по направлению удара первый ударный блок совершает уточняющий маневр и наводится на ОКТ самостоятельно с использованием системы самонаведения.
Первый ударный блок при попадании в ОКТ разделяется, обслуживающие системы разрушаются на поверхности, а блок с зарядом ВВ продолжает движение в твердой среде ОКТ до достижения заданной глубины, где система детонации инициирует ВВ.
В результате взрыва ВВ в среде ОКТ создается кратер или каверна с выбросом газов и осколков и обломков. Реактивная сила выброса создает импульс движения, необходимый для изменения траектории движения ОКТ.
Второй ударный блок подходит к ОКТ через интервал времени, необходимый для разлета осколков и выхода газовой струи, но не позже остывания кратера от энергии взрыва, получает данные от процессора космического аппарата, совершает уточняющий маневр и входит в кратер, полученный от удара первого ударного блока, система детонации инициирует ВВ. Реактивная сила выброса газов, осколков и обломков из кратера создает второй импульс движения, необходимый для изменения траектории движения ОКТ.
Третий и последующие ударные блоки совершают аналогичные действия, получая уточняющие данные о ситуации с ОКТ от процессора космического аппарата.
i
∑
Реактивные силы от воздействия каждого ударного аппарата F векторно суммируются и создают суммарный вектор F воздействия на ОКТ по изменению его траектории движения (Фиг.6).
Космический аппарат используют как резерв воздействия на ОКТ и в случае необходимости направляют его в кратер, используя также как ударный блок.
Предлагаемый способ может быть реализован с использованием нескольких космических аппаратов-носителей ударных блоков. Очередность их воздействия на ОКТ определяют единой программой под централизованным управлением.
При высокоскоростном воздействии ударных блоков на ОКТ, при котором энергия столкновения с ОКТ превышает внутреннюю энергию взрывчатого вещества и воздействие ударных блоков на ОКТ определяется их пассивной массой, возможен вариант реализации конструкции ударных блоков без зарядов взрывчатого вещества.
Положительный эффект от применения предлагаемого способа и устройства заключается в увеличении эффективности воздействия на ОКТ, уменьшении массы и стоимости проекта за счет использование систем высокоточного наведения и быстродействующих вычислительных средств. При таком способе для создания реактивной силы используется вещество ОКТ: импульс от истечения струи вещества с ОКТ суммируется с прямым ударным импульсом ударного блока. Необходимое воздействие формируется и корректируется в реальном масштабе времени.
Уменьшается опасность попадания на Землю больших обломков от пораженного ОКТ по сравнению с техническим решением прототипа.
Литература
1. Ивашкин В.В., Смирнов В.В. Качественный анализ некоторых методов уменьшения астероидной опасности. - Астрономический вестник. 1993. Т.27. №6. С.46-54.
2. Ахметшин Р.З., Ивашкин В.В., Смирнов В.В. Анализ возможности уменьшения астероидной опасности для Земли ударным воздействием космического аппарата. - Астрономический вестник. 1994. Т.28. №1 С.13-20.
3. Ивашкин В.В., Зайцев А.В. Анализ возможности изменения орбиты сближающегося с Землей астероида ударным воздействием космического аппарата. - Космические исследования. 1999. Т.37. №4. С.405-416.
4. Ивашкин В.В., Зайцев А.В., Баум Ф.И. Анализ оптимальных двухимпульсных перелетов космического аппарата к сближающемуся с Землей астероиду. - М. Институт прикладной математики им. М.В.Келдыша РАН. 1999. Препринт №34.
5. Ивашкин В.А. Анализ возможности использования лазерного воздействия на сближающееся в Землей небесное тело. - М. Институт прикладной математики им. М.В.Келдыша РАН. 2003. Препринт №89.
6. Ивашкин В.В., Баум Ф.И. Исследование гравитационного маневра у Луны для полета космического аппарата к сближающемуся с Землей астероиду. - М. Институт прикладной математики им. М.В.Келдыша РАН. 2000. Препринт №97.