СПОСОБ ЗАЩИТЫ ЗЕМЛИ ОТ ПОТЕНЦИАЛЬНО ОПАСНОГО КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
EARTH SAFETY FROM THE POTENTIALLY DANGEROUS SPACE OBJECT METHOD AND ITS REALISATION SYSTEM

Изобретения имеют прикладной характер в области космонавтики и относятся к стратегиям защиты Земли от потенциально опасных космических объектов.
Наилучшим образом применение данных изобретений может найти при выполнении миссии по защите Земли от потенциально опасных космических объектов (ПОКО) естественного происхождения (астероидов, комет и болидов) путем изменения их орбит за счет внешнего на них воздействия, исключающего впоследствии их столкновение с Землей.
Известно множество способов и систем отклонения орбит ПОКО от пересечения с орбитой Земли, отличающихся различными стратегиями их осуществления. Стратегии защиты Земли можно классифицировать по таким критериям, как: тип предотвращения столкновения (отклонение или фрагментация), по источнику энергии (кинетический, электромагнитный, гравитационный, солнечный, тепловой или ядерный), по стратегии подхода (перехват, встреча или удаленная установка) и по классам воздействия (разрушение или задержка; см. Интернет Википедия, https://ru.wikipedia.org/wiki - [1]).
Стратегия разрушения заключается в том, что источник угрозы фрагментируется, его обломки измельчаются и расходятся так, что либо проходят мимо Земли, либо сгорают в ее атмосфере, но часть из наиболее крупных обломков размерами в несколько десятков метров, в зависимости от их скорости, состава и плотности, все же может упасть на Землю и нанести значительные разрушения.
Стратегии по предотвращению столкновения разделяются на прямые и непрямые. При прямых, таких как атомная бомбардировка или кинетический таран, происходит физический перехват ПОКО. Прямые способы могут потребовать меньше времени и средств, однако для осуществления перехвата требуется достаточно высокая точность. Они могут сработать против недавно обнаруженных (и даже против заранее обнаруженных) твердотелых объектов, поддающихся орбитальному смещению, но против слабодержащихся груд обломков они, вероятнее всего, окажутся малоэффективными. В случае непрямых методов к объекту посылается специальное устройство (гравитационный буксир, ракетные двигатели или электромагнитные катапульты). По его прибытии некоторое время тратится на изменение курса для следования рядом с объектом и на изменение орбиты, чтобы он избежал столкновения с Землей.
Способ отклонения орбиты ПОКО ядерным взрывом, произведенном на некотором расстоянии от опасного объекта, многими исследователями признан наиболее эффективным и перспективным [1, http://ria.ru/science/20130312/926870745.html - 2], что подтверждается рядом отечественных и зарубежных исследований по этому вопросу, в том числе и ростом количества патентов по данному объекту исследований. Оптимальная высота взрыва зависит от состава вещества, плотности и размера ПОКО. В случае угрозы со стороны груды обломков, характерных для большинства околоземных объектов, предполагается произвести, при необходимости и возможности, радиационную имплозию также ядерным взрывом, то есть подрыв произвести над их поверхностью, чтобы избежать их рассеивания [1].
Способы предотвращения столкновений требуют компромиссов в таких категориях, как: общее исполнение, затраты, эффективность и технологическая подготовленность, что и составляет суть любой стратегии защиты. В связи с этим целесообразно провести экспресс-анализ информации, опубликованной в ряде патентов, с описанием реализации наиболее известных стратегий и способов воздействия на ПОКО с целью изменения их орбит.
В соответствии с патентом US 6726153 BA, 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 - [3] предлагается стыковать космический корабль с опасным астероидом, метеором, кометой или иным космическим 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.
Известен также способ отклонения опасных комет с траектории столкновения с Землей по патенту RU 0002266240 C2, 2003 г., 7 B64G 1/00. А.А. Масленников, ОАО «РКК «Энергия им. С.П. Королева» - [4]. 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 качестве основных недостатков данного способа следует отметить нерегулируемое рассеивающее воздействие ядерных взрывов, например, на слабосвязанные груды обломков или разрушение при взрыве твердотелого ПОКО, а также отсутствие оценки потребных энергетических затрат и технической возможности осуществления данной миссии, исходя из выбранной стратегии осуществления миссии, анализа и выбора схем полета, подлета, навигации, сближения, прецизионного наведения и оценки результатов воздействия на ПОКО.
Астрономы из французского центра космических исследований (CNES) предложили сбивать астероиды, угрожающие Земле, другими небесными телами. Для этого предлагается использование астероида 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 потенциально опасным космическим телом. Однако процесс доставки астероида соответствующих размеров в одну из пяти лагранжевых точек даже в перспективе выглядит фантастично, причем эта стратегия неэффективна против объектов из груды слабосвязанных обломков. Кроме этого, не приводится оценки потребных энергетических затрат и технической возможности осуществления данной миссии, включая процедуры выбора схем полета, подлета, навигации и управления «привязанным» астероидом для совершения им маневра ударного воздействия на ПОКО, чреватого для Земли, в том числе непредсказуемостью и последствиями их взаимного разрушения, включая последствия послеударного полета крупногабаритных осколков.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу является вариант изменения траектории ПОКО путем осуществления ударного воздействия по нему блоками со взрывчатым веществом («Способ изменения траектории движения опасного космического тела и устройство для его реализации» патент №2369533, RU - [5]). Отметим, что указанное техническое решение имеет такое же назначение, что и заявленное - осуществление стратегии защиты Земли путем внешнего воздействия на ПОКО комплектом ударных блоков со взрывчаткой, поэтому выбрано прототипом. Согласно предложенной в прототипе стратегии внешнее воздействие на ПОКО осуществляют с помощью космического аппарата с командным отсеком и комплектом ударных блоков, которые при подходе к ПОКО позиционируют в заданной окрестности космического пространстве и наводят в заданную точку на поверхности ПОКО так, чтобы траектория ударного блока проходила через центр масс по вектору направления оптимального сдвига его траектории. Воздействие на ПОКО осуществляют комплектом ударных блоков поочередно с заданным интервалом времени.
Однако реализуемая в прототипе стратегия не гарантирует целостности (неразрушения) твердотелого ПОКО, причем требует выполнения высокоточных операций по выводу космического аппарата с командным отсеком и комплектом ударных блоков и его позиционированию в заданную окрестность космического пространства, что затруднительно без проведения предварительных проектно-баллистических расчетов потребных энергетических затрат, выбора схем полета, подлета, навигации. Причем предложенный вариант изменения траектории в части ориентации и наведения космического аппарата в заданную точку на поверхности ПОКО так, чтобы траектория ударных блоков проходила через центр масс по вектору направления оптимального сдвига его траектории, требует высочайшей точности, что практически трудноосуществимо даже совершенными настоящими и перспективными бортовыми и наземными средствами измерения и управления. Следует отметить, что любое небольшое (единицы метров) смещение линии прицеливания от центра масс ПОКО чревато последующим вокруг него вращением, так что увеличение смещения линии прицеливания приводит к уменьшению величины отклонения траектории его полета. К тому же невозможно применить изложенную в прототипе стратегию для защиты от комет или груды слабосвязанных обломков.
Целью данного изобретения является повышение эффективности защиты Земли от потенциально опасных космических объектов естественного, а в отдельных случаях и техногенного происхождения при одновременном снижении затрат для изменения их траектории.
Техническим результатом изобретения является доставка ядерного взрывного устройства к ПОКО, сближающемуся с Землей, полета космического средства доставки вблизи опасного объекта при малых относительных скоростях их совместного полета, подлета и выбора наиболее подходящих условий для осуществления ядерного взрыва, способного должным образом изменить параметры орбиты ПОКО так, чтобы он был не разрушен и при этом отклонен на безопасное от Земли расстояние. Причем предложенный способ защиты Земли является по сути методическим и программно-математическим средством обеспечения решения данной баллистической задачи.
Указанный технический результат достигается тем, что в заявленном способе предварительно исследуют динамику, особенности и параметры движения по орбите ПОКО и сближения его с Землей, по результатам исследований проектируют баллистическую схему с выделением на ней всех участков полета и навигации космического средства доставки ядерного заряда к ПОКО, определяют базовые условия осуществления миссии. При этом рассчитывают оптимальные сроки возможного запуска космического средства доставки ядерного заряда до ПОКО, проводят проектно-баллистические расчеты, на основании которых анализируют потребные энергетические затраты для реализации миссии полета космического средства доставки ядерного заряда до ПОКО при разных вариантах старта и перелетов, при этом выбирают лучшие схемы с минимально потребляемыми энергетическими затратами и с указанием даты старта, и для этих схем моделируют условия осуществления бортовой навигации при подлете космического средства доставки ядерного заряда до ПОКО, выстраивают схему подлета космического средства доставки ядерного заряда до ПОКО, по которой обеспечивают медленное сближение и прецизионное наведение на ПОКО и осуществляют безопасный совместный полет вблизи последнего. После этого устанавливают зависимость изменения параметров орбиты ПОКО от места и направления приложения к нему импульса скорости, возникающего в результате проведения ядерного взрыва, после чего выстраивают схему сопровождения полета и наблюдений за ПОКО после взрыва, по которой наземными и бортовыми средствами наблюдения и измерения устанавливают факт изменения его орбиты в результате воздействия ядерного взрыва, затем проводят качественную и количественную оценку этого изменения, а информацию о проведенной оценке передают по дуплексным каналам связи космического средства доставки на средства наземного комплекса управления.
При проектировании баллистической схемы полета космического средства доставки ядерного заряда к ПОКО в ней выделяют такие участки схемы, как старт и перелет от Земли до орбиты ПОКО, маневрирование и подлет к ПОКО, маневрирование и совместный полет с ПОКО, медленное сближение и прецизионное наведение на ПОКО, маневрирование и перевод на круговую орбиту вокруг ПОКО. При этом траектории космического средства доставки и ПОКО рассчитывают с высокой точностью, для чего задействуют полные модели действующих на них возмущающих сил в рамках использования нового высокоточного метода численного интегрирования уравнений движения космического средства доставки ядерного заряда и ПОКО. А для осуществления прецизионного наведения космического средства доставки к ПОКО и обеспечения полета и маневрирования космического средства доставки при полете вблизи и вокруг ПОКО применяют схему навигации, в соответствии с которой используют высокоточные измерительные данные от наземных средств слежения, в том числе данные радиоинтерферометрических измерений со сверхдлинной базой и данные от высокоточных бортовых измерительных средств, работающих в оптическом, инфракрасном и радиодиапазоне, включая данные от бортовых лазерных дальномеров (лидаров).
Целостность (неразрушение) ПОКО при осуществлении вблизи него ядерного взрыва обеспечивают выбором подходящих условий, для чего на основе соответствующих измерений определяют его структуру, вещество, габариты и массу, и с учетом этого и предельно допустимого изменения скорости потенциально опасного космического объекта не более ΔV≤5 см/с вычисляют рациональную дальность и время подрыва ядерного заряда.
Следует отметить, что система отклонения потенциально опасного для Земли космического объекта содержит автономный модуль ядерного заряда со средствами связи и подрыва, космическое средство доставки ядерного заряда до ПОКО с бортовыми средствами наблюдения, измерения и управления автономным модулем ядерного заряда и собственным полетом и навигацией. При этом бортовая аппаратура космического средства доставки связана по первому выходу со средствами связи и подрыва автономного модуля ядерного заряда, по второму выходу дуплексными каналами связи со средствами наземного комплекса управления для обмена информацией и командами. Космическое средство доставки проектируют на основе опробованной платформы, например разработки НПО им. С.А. Лавочкина, имеющей связь со средствами управления в составе наземного комплекса управления, обеспечивающего программную реализацию алгоритма осуществления спроектированной баллистической схемы полета и навигации и вывод на межпланетную траекторию космического средства доставки, выполненного на базе, например, системы «Протон-М/Бриз-М» и запускаемого с космодрома «Байконур», при этом массу космических средств доставки ядерного заряда после выведения на межпланетную траекторию выбирают в пределах около 2000 кг, из них запас топлива - в пределах 700…730 кг, удельный импульс двигательной установки - 304…320 с, скорость отлета от Земли - ≤7000 м/с, импульс торможения при подлете к потенциально опасному объекту - ≤1000 м/с.
Однако в случае недостаточности мощности одного ядерного взрыва по отклонению от Земли ПОКО большой массы систему оснащают определенным предварительными расчетами требуемым количеством космических средств доставки до ПОКО ядерных зарядов, каждое из которых по каналу связи соединено с одним из них, являющимся командным. С помощью этого командного средства осуществляют управление пространственным рассредоточением космических средств доставки, их совместный с ПОКО полет, расчет параметров неразрушения и синхронизацию моментов взрывов автономных модулей с ядерными зарядами с учетом предварительного установления им зависимости изменения параметров орбиты ПОКО от места и направления приложения к нему результирующего импульса скорости, возникающего в результате проведения совокупности ядерных взрывов. И в завершение выстраивают схему сопровождения полета и наблюдений за ПОКО после взрывов, по которой бортовыми средствами наблюдения и измерения командного космического средства доставки и наземными средствами устанавливают факт изменения орбиты ПОКО в результате воздействия ядерных взрывов, после чего проводят качественную и количественную оценку этого изменения, а информацию о произведенной оценке передают по второму выходу дуплексных каналов связи командного космического средства на средства наземного комплекса управления.
Заявленный способ защиты Земли от потенциально опасного космического объекта и система для его осуществления поясняется фигурами 1-5, на которых цифрами обозначены:
1 - орбита ПОКО;
2 - орбита Земли;
3 - Земля;
4 - баллистическая схема перелета средств системы доставки ядерного заряда от старта с Земли до орбиты ПОКО;
5 - окрестность на орбите ПОКО для совершения в ней безопасного маневра торможения средства доставки ядерного заряда;
6 - ПОКО;
7 - космическое средство доставки ядерного заряда до ПОКО;
8 - рассчитанная орбита космического средства доставки ядерного заряда вокруг ПОКО;
9 - ракета-носитель;
10 - разгонный блок;
11 - бортовая аппаратура космического средства доставки до ПОКО ядерного заряда, состоящая из комплексов связи и подрыва автономного модуля ядерного заряда, высокоточных бортовых измерительных средств, работающих в оптическом, инфракрасном и радиодиапазоне, включая бортовые лазерные дальномеры (лидары);
12 - автономный модуль ядерного заряда;
13 - наземный комплекс управления (НКУ);
14 - дуплексная связь между наземным комплексом управления и бортовой аппаратурой космического средства доставки ядерного заряда;
15 - дуплексная связь между автономным модулем ядерного заряда и бортовой аппаратурой космического средства доставки;
16 - рассчитанная орбита автономного модуля ядерного заряда вокруг ПОКО;
17 - радиус рассчитанной орбиты вокруг ПОКО космического средства доставки ядерного заряда.
Заявленный способ защиты Земли от потенциально опасного космического объекта путем изменения его орбиты ядерным взрывом обладает свойством полнофункциональности и представляет собой интегрированную модель логически взаимосвязанной совокупности действий, направленных на поэтапное достижение основной цели - доставку и отклонение взрывом орбиты ПОКО от Земли с наименьшими затратами.
В общем случае, обеспечение достижения поставленной цели невозможно без разработки стратегии осуществления миссии по защите Земли от ПОКО, в соответствии с которой логически взаимосвязанной совокупностью действий (этапов) последовательно реализуют следующие основные участки баллистической схемы полета космического средства доставки с ядерным зарядом:
1) участок старта и перелета от Земли до орбиты ПОКО;
2) участок маневрирования, подлета и совместного полета с ПОКО;
3) участок медленного сближения с ПОКО и прецизионного на него наведения;
4) участок маневрирования и перевода на круговую орбиту вокруг ПОКО.
При этом реализацию участков баллистической схемы полета космического средства доставки с ядерным зарядом до ПОКО осуществляют следующими этапами стратегии осуществления миссии по защите Земли от ПОКО.
Этап 1. С помощью стартовой системы в составе ракеты-носителя 9 и разгонного блока 2 выводят космическое средство доставки 7 со встроенной в нем бортовой аппаратурой 11 и автономным модулем с ядерным зарядом 12 (фигура 4) сначала на опорную орбиту ИСЗ с высотой H ~200 км, а затем - на межпланетную траекторию перелета к ПОКО.
Этап 2. На участке баллистической схемы старта и перелета 4 (фигуры 1 и 2) космического средства системы доставки ядерного заряда 7 со встроенной в нем бортовой аппаратурой 11 и автономным модулем с ядерным зарядом 12 (фигура 4) со старта с Земли до орбиты 1 ПОКО 6 осуществляют регулярный контроль траектории полета космического средства доставки наземными средствами слежения НКУ 13 (фигура 5) и проведение двух или трех необходимых коррекций параметров его движения.
Этап 3. Финальную часть баллистической схемы перелета 4 завершают выходом космического средства доставки ядерного заряда 7 со встроенной в нем бортовой аппаратурой 11 и автономным модулем с ядерным зарядом 12 в определенную область окрестности 5 на орбите 1 ПОКО 6 (фигуры 1 и 2), в которой средствами слежения наземного комплекса управления 13 (фигура 5) формируют и выдают команды на бортовую аппаратуру 11 космического средства доставки 7 (фигура 4) для совершения им безопасного маневра торможения в определенной области окрестности 5 (фигура 2) так, что скорости космического средства доставки 7 и ПОКО 6 будут, в основном, выровнены, а оставшаяся относительная скорость позволит космическому средству доставки 7 достаточно медленно сближаться с ПОКО 6.
Этап 4. В период сближения космического средства доставки ядерного заряда 7 со встроенной в нем бортовой аппаратурой 11 и автономным модулем с ядерным зарядом 12 (фигура 4) с ПОКО 6 (фигура 3) осуществляют прецизионную навигацию с использованием бортовых измерительных средств 11 и средств слежения и траекторного контроля наземного комплекса управления 13 (фигура 5) относительно ПОКО 6 и реализуют технологию вывода космического средства доставки ядерного заряда 7 со встроенной в нем бортовой аппаратурой 11 и автономным модулем с ядерным зарядом 12 на режим сопровождения полета ПОКО 6 (фигура 2).
Этап 5. В течение необходимого периода времени с помощью команд и процедур наземного комплекса управления 13 (фигура 5) обеспечивают полет по орбите 8 космического средства доставки ядерного заряда 7 со встроенной в нем бортовой аппаратурой 11 и автономным модулем с ядерным зарядом 12 (фигура 4) вблизи и вокруг ПОКО 6 (фигура 3) и выполняют запланированную программу дистанционных исследований этого объекта.
Этап 6. До проведения взрыва уточняют исходную орбиту 1 ПОКО 6, для чего задействуют осуществляемые средствами бортовой аппаратуры 11 высокоточные угловые и дальномерные измерения совместно с использованием всех имеющихся аналогичных измерений от средств наземного комплекса управления 13 (фигура 5).
Этап 7. При нахождении космического средства доставки ядерного заряда 7 со встроенной в нем бортовой аппаратурой 11 и автономным модулем с ядерным зарядом 12 на орбите 8 радиуса 17 в заданном направлении относительно ПОКО отделяют автономный модуль с ядерным устройством 12, который начинают медленно выводить на расчетную высоту 16 проведения взрыва, а космическое средство доставки в результате небольшого маневра удаляют от ПОКО 6 на безопасное расстояние 17 (~100…200 км) (фигура 5).
Этап 8. По команде с космического средства доставки ядерного заряда 7 со встроенной в нем бортовой аппаратурой 11 или по заложенной программе в автономном модуле с ядерным устройством 12 реализуют взрыв, который регистрируют бортовой аппаратурой 11 космического средства доставки 7 (фигура 5).
Этап 9. После осуществления взрыва космическое средство доставки ядерного заряда 7 со встроенной в нем бортовой аппаратурой 11 с помощью небольших маневров выводят на режим полета по траектории сопровождения 8 (фигура 5), оставляя его полет в достаточной близости от ПОКО 6, и реализуют специальную программу бортовых навигационных измерений ПОКО, с помощью которой в итоге получают качественную и количественную оценку эффекта изменения орбиты в результате воздействия ядерного взрыва. Информацию об оценке результатов отклонения ядерным взрывом орбиты угрожающего Земле ПОКО передают с помощью бортовой аппаратуры 11 космического средства доставки ядерного заряда 7 на средства приема и обработки наземного комплекса управления 13 (фигура 5).
Состав заявленной системы для осуществления способа защиты Земли от потенциально опасного космического объекта путем изменения его орбиты ядерным взрывом приведен выше (см. этап 1) и пояснен фигурами 4 и 5.
Особенности реализации предложенного способа защиты Земли от потенциально опасных космических объектов различной природы базируются на следующих основных концептуальных положениях:
1. Предполагается, что при осуществлении воздействия будет использован отнесенный ядерный взрыв, проводимый на небольшом (30…100 м) расстоянии от поверхности ПОКО. Во избежание возможной нежелательной фрагментации ПОКО мощность взрыва рассчитывают с учетом соответствия его результирующему ограничению ≤5 см/с.
2. Для снижения рисков негативного влияния среды на работоспособность ядерного зарядного устройства, длительное время находящегося в космосе, осуществляют миссию космического средства доставки ядерного заряда до ПОКО в как можно более короткие сроки. В этой связи при выборе баллистических схем полета космического средства доставки в рассматриваемой миссии предпочтение отдают схемам прямого перелета от Земли к ПОКО, при условии их технической реализуемости.
3. После подлета космического средства доставки к ПОКО управляют его полетом вблизи него с небольшими относительными скоростями, что необходимо для качественной подготовки и выполнения намеченной целевой программы по отклонению взрывом орбиты ПОКО от орбиты Земли.
4. Место проведения взрыва на орбите ПОКО и направление возникающего после этого импульса скорости выбирают таким образом, чтобы в результате был обеспечен максимальный эффект отклонения ПОКО от Земли при их последующих сближениях. При этом также обеспечивают возможность регистрации бортовой и наземной аппаратурой результата воздействия и выполнения качественной и количественной оценки (по изменению параметров орбиты ПОКО).
5. Миссию по защите Земли от ПОКО организуют на основе использования существующей или способной быть созданной в ближайшей перспективе ракетно-космической техники (РКТ). Поэтому проектирование участков баллистической схемы полета космического средства доставки ядерного заряда до ПОКО делают на основе следующих предположений и допущений относительно используемой РКТ и условий ее полета:
a) выведение на траекторию перелета к ПОКО космического средства доставки ядерного заряда осуществляют с помощью, например, опробованной системы «Протон-М/Бриз-М». При этом само космическое средство доставки оснащают дополнительными баками с топливом для обеспечения необходимого доразгона на гиперболической орбите отлета. В целом, в результате выполнения разгона достигаемая скорость отлета космического средства доставки должна удовлетворять условию: ≤7000 м/с;
b) выводимое на межпланетную траекторию перелета космическое средство доставки снабжают запасом топлива, позволяющим выполнить маневр торможения при подлете к ПОКО с характеристической скоростью ≤1000 м/с.При этом рассчитывают остаток топлива для выполнения необходимых коррекций и последующих маневров вблизи ПОКО;
c) доставляемый в окрестность ПОКО в составе космического средства доставки ядерный заряд выполняют в специальном отделяемом модуле, который имеет определенные интерфейсы связи и взаимодействия с базовой платформой космического средства доставки и способен в течение непродолжительного времени совершать автономный полет;
d) космическое средство доставки оснащают бортовым оборудованием, имеющем в своем составе оптико-телевизионные камеры, позволяющие осуществлять измерение угловых положений астероида с точностями не хуже единиц секунды дуги, а также бортовые радиолокационные или лазерные дальномеры, способные измерять дальность до ПОКО с максимально возможной точностью на расстояниях до нескольких сотен километров;
e) бортовой радиокомплекс космического средства доставки оснащают оборудованием, обеспечивающим устойчивую радиосвязь с Землей и передачу данных на расстояниях, достигающих 2,5…3,4 а.е. (375…510 млн км), и позволяющих производить высокоточные траекторные измерения, включая радиоинтерферометрические измерения со сверхдлинной базой (PCДБ) с различных наземных станций;
f) космическое средство доставки оснащают двигательными установками, способными обеспечивать выполнение маршевых маневров и его прецизионное маневрирование.
Техническая возможность осуществления данных изобретений, то есть возможность их реализации и применения подтверждается рядом результатов исследований и разработок в данной области как авторов настоящей заявки, так и других лиц. Приведенный ниже список литературы [6-10], из которого интегральное применение материалов научного, методического и программно-математического характера позволяет реализовать разработанные способ защиты Земли от потенциально опасного космического объекта и систему для его осуществления. Следует отметить, что в списке литературы раскрыты основы стратегий, подходов, а также алгоритмы, математические модели осуществления предварительных проектно-баллистических расчетов по построению схем полетов космического средства доставки с ядерными зарядами от Земли к ПОКО, минимизации необходимых энергетических затрат, динамики, особенностей и параметров орбиты ПОКО, высокой точности вычислений на основе полных моделей действующих на объекты возмущающих сил в рамках использования нового высокоточного метода численного интегрирования уравнений движения космического средства доставки ядерного заряда и ПОКО, а также основы прецизионного наведения космического средства доставки к ПОКО, схем навигации на использовании высокоточных измерительных данных от наземных и бортовых измерительных средств разной природы и принципов действия. Так что реализация данного способа защиты Земли от ПОКО и системы для его осуществления не вызывает сомнений.
Список лиературы
1. Solar System Dynamics Group, Horizons On-Line Ephemeris System, Jet Propulsion Laboratory, URL: http://ssd.jpl.nasa.gov/.
2. Колюка Ю.Ф., Афанасьева Т.И. Проектирование баллистической схемы полета КА к потенциально опасному астероиду 2001 JV1 с целью изменения его орбиты взрывом. Сборник трудов научного семинара, посвященного 100-летию П.Е. Эльясберга, 2014 г.
3. Near Earth Objects-Dynamic Site NEODyS-2, http://newton.dm.unipi.it/neodys/.
4. Справочное руководство по небесной механике и астродинамике. М., Наука, 1976.
5. Афанасьева Т.Н., Колюка Ю.Ф., Липницкий Ю.М., Мещеряков С.А. Концепция и сценарий схемы демонстрационной миссии к потенциально опасному астероиду 2001 JV1 с целью изменения его орбиты взрывом. Журнал «Космонавтика и Ракетостроение», №1(80), 2015, стр. 114-120.
6. Колюка Ю.Ф., Афанасьева Т.И. Проектирование баллистикой схемы полета КА и схемы траекторных наблюдений, обеспечивающих решение задач демонстрационной миссии по изменению взрывом орбиты потенциально опасного астероида 2001 JV1. Журнал «Космонавтика и Ракетостроение», №1(80), 2015, стр. 121-128.
7. JPL эфемериды DE403 (ftp://ssd.jpl.nasa.gov/pub/eph/exsport/DE403).
8. Kolyuka, Yu. F., Margorin, O.K. The new high-effective method for numerical integration of space dynamics differential equation, The Spaceflight Dynamics conference, Toulouse, - France, 1995.
9. Kolyuka Yu. F., Afanasieva Т.I., Gridchina T.A. Precise long-term prediction of the space debris object motion. // Proceedings of the European Conference on Space Debris, Darmstadt-Germany, 2005.
10. Пояснительная записка «Разработка СМО высокоточного численного прогнозирования движения КО для различных классов орбит ИСЗ и моделей действующих сил». Инв. №84030-48, ФГУП «ЦНИИмаш», 2003.