Рассмотрена постановка задачи и исследована возможность улучшения точности определения баллистического коэффициента для сгорающих космических объектов. Исследования проводились на примере данных NORAD для сгоревших космических аппаратов и гелиофизических параметров, свободно распространяемых в сети Internet. В результате проведенных расчетов был сделан вывод, что предложенная методика позволяет с доверительной вероятностью 0,95 достичь точности предсказания до 20 % от величины баллистического коэффициента и пригодна для прогнозирования его значений в период высокой солнечной активности.

Исследована точность прогнозирования времени существования космических объектов на примере каталогизированных данных NORAD и программы прогноза движения TRAKSTAR2, свободно распространяемых в Интернет. Получены оценки математического ожидания и среднеквадратичного отклонения в зависимости от интервала прогнозирования. Показано, что с точки зрения прогнозирования времени существования космических объектов качественный уровень координатной информации рассматриваемых каталогов в сравнении с данными, используемыми в ЦНИИМаш РФ, можно оценить как невысокий. Построены прогнозирующие фильтры. Уточнены факторы, влияющие на погрешность прогноза. Подтверждено превалирующее влияние на погрешность предсказания времени существования условий торможения космического объекта-баллистического коэффициента и индекса солнечной активности, тогда как влияние индекса геомагнитной напряженности можно исключить из рассмотрения. Выявлено наличие внутренней динамики в рассматриваемом прогнозе, что может быть следствием такой же динамики изменения каталогизированных параметров орбиты и/или технологии их подготовки и прогнозирования.

Исследована точность прогнозирования времени существования космических объектов на примере свободно распространяемых в Интернет каталогизированных данных NORAD и программы прогноза движения, максимально адаптированной по точности к этим данным. Построены прогнозирующие фильтры. Уточнены факторы, влияющие на точность прогноза.

Рассмотрена задача выбора интервала времени запуска ракеты-носителя, оптимального с точки зрения появления механических конфликтов с орбитальными объектами. Предложена методика определения одного из допустимых окон запуска ракеты-носителя, обеспечивающая минимальную вероятность столкновения с другими космическими объектами.

Разработана стохастическая адаптивная математическая модель возмущенного движения ракеты-носителя, использующей терминальный принцип наведения, с учетом инструментальных погрешностей комплекса командных приборов системы управления. С использованием методов пофакторного анализа и статистического моделирования проведена априорная оценка точности выведения космического аппарата на солнечно-синхронную орбиту. Получены законы распределения ошибок оскулирующих параметров орбиты в точке выведения. Показано, что для априорной оценки точности выведения космического аппарата ракетой-носителем, использующей терминальный принцип наведения, следует использовать метод статистического моделирования движения на активном участке траектории.

Предложен метод увода крупногабаритных объектов космического мусора с низких околоземных орбит в плотные слои атмосферы с использованием реактивной двигательной установки и аэродинамического паруса. Проведена параметрическая оптимизация массы компонентов топлива, необходимых для формирования орбиты увода со временем существования 25 лет с круговых орбит высотой 500 - 1500 км, в зависимости от фазы солнечной активности в момент начала увода и баллистического коэффициента. Получены области минимальных затрат компонентов топлива, обеспечивающих увод. Выполнена оценка эффективности предложенного комбинированного метода относительно увода включением реактивной двигательной установки.

Проведено імітаційне моделювання відводу великогабаритних об'єктів космічного сміття з колових сонячно-синхронних орбіт висотою до 1500 км. Одержано залежності висоти перигею орбіти відводу з часом існування не більше 25 років від висоти початкової орбіти, балістичного коефіцієнта та фази сонячної активності в момент початку відводу. Визначено мінімальні енергетичні витрати на формування орбіти відводу зв'язки сміттєзбирач-об'єкт відводу масою 3 т і питомим імпульсом реактивної рушійної установки 330 с. Показано можливість економії компонентів палива для відводу з навколоземної орбіти до 5 % за рахунок відповідного вибору дати початку відводу в поточному циклі сонячної активності.

Работа посвящена актуальной проблеме обеспечения заданной точности траектории спуска и пространственной ориентации уводимых с низких околоземных орбит нефункционирующих космических аппаратов и объектов техногенного происхождения (космического мусора) в плотные слои атмосферы, что связано с необходимостью исключения падения несгоревших фрагментов на Землю. Рассмотрен простейший способ управления траекторией спускаемых космических объектов - способ управления по углам атаки и крена. Для получения информации о текущем угловом движении объекта увода предложен датчик набегающего потока флюгарочного типа. С учетом того, что движение космических объектов происходит на сверхзвуковых скоростях, проведена оценка возможности экстраполяции области функционирования предложенного датчика набегающего потока на значительные скорости движения в условиях разреженной атмосферы. Из представленных результатов моделирования датчика видно, что принятая математическая модель позволяет исследовать режимы движения чувствительного элемента датчика пространственного угла атаки - его V-образной аэродинамической поверхности и оценивать угловое положение объекта увода на высотах 80 3/4 60 км с разреженными слоями атмосферы и космическими скоростями. Выполнена оценка возможности применения датчика потока для изменения дальности или бокового отклонения космического объекта при входе в плотные слои атмосферы Земли. С этой целью по проекциям абсолютной скорости и текущего положения на оси орбитальной системы координат в точке входа рассчитаны баллистические производные дальности падения и бокового отклонения уводимого космического объекта. Показано, что даже незначительное приращение скорости объекта в радиальном или трансверсальном направлениях может сместить его точку падения на десятки километров относительно номинального значения. Отсюда следует возможное использование датчика набегающего потока как регулятора прямого действия на начальном атмосферном участке траектории увода для корректировки точек падения по дальности и боковому направлению.

Освещена проблема космического мусора (КМ), который представляет серьезную угрозу деятельности человека в околоземном космическом пространстве. Выполнен краткий обзор известных технических средств и технологий для удаления КМ с низких околоземных орбит. На сегодняшний день основными путями борьбы с техногенным засорением околоземного пространства является использование активных и пассивных методов увода КМ. Активные методы позволяют обеспечить увод объектов мусора в гарантированные сроки, однако требуют значительных энергетических затрат. Пассивные методы являются более экономичными, но процесс более продолжителен и может не удовлетворять требованиям международной конвенции по уменьшению КМ. Рассмотрен новый комбинированный подход к уводу крупногабаритного КМ в плотные слои атмосферы Земли, где он прекратит свое существование. Данный метод предполагает совместное использование активного средства - реактивной двигательной установки - и пассивного средства - аэродинамического парусного устройства. Представлена концепция использования комбинированного метода для очистки околоземного пространства, определена область эффективного его использования. Данная область составляет высоты от 700 до 2500 км в зависимости от баллистического коэффициента. В качестве критерия эффективности предложено рассматривать относительное отклонение массы компонентов топлива, необходимых для обеспечения увода. Показана целесообразность и перспективность применения комбинированного метода увода. Результаты работы представляют практический интерес для технико-экономического обоснования и разработки мероприятий по использованию комбинированного метода очистки низких околоземных орбит от элементов крупногабаритного КМ.

Рассмотрена актуальная проблема очистки низких околоземных орбит от космических объектов техногенного происхождения. Рассмотрены существующие варианты борьбы с космическим мусором, в частности, удаление техногенных объектов с помощью специальных средств увода, доставляемых на целевую орбиту ракетами-носителями, что особенно актуально для крупногабаритного космического мусора. Исходя из того, что выведение таких средств увода орбитальными ракетами-носителями требует больших финансовых затрат, для повышения эффективности доставки средств увода на низкую околоземную орбиту предложены широко известные суборбитальные ракеты-носители: MAXUS, TEXUS(VSB-30), REXUS (Improved Orion), SS-520, MH-300, Black Brant 12А и проведена оценка возможности их применения. Рассмотрены использование суборбитальных ракет-носителей для выведения средств увода на высоты сосредоточения космического мусора на низкой околоземной орбите по траектории, близкой к вертикальной, с последующими операциями перехвата требуемых космических объектов, а также модернизация ракет-носителей путем добавления дополнительной ступени. Результаты расчетов траектории выведения средства увода массой 150 кг в слой космического мусора высотой 600 - 1200 км показали, что суборбитальные ракеты-носители MAXUS, SS-520, Black Brant 12A позволяют осуществить доставку средства увода на высоты от 770 км до 1200 км и обеспечить время его нахождения в слое космического мусора 420 - 850 с. Наиболее перспективной суборбитальной ракетой является MAXUS. Она обладает более высокой энергетикой и возможностью установки дополнительной ступени путем снижения массы полезного груза с малыми потерями энергетики первой ступени. Показано, что данная конфигурация ракеты с удельным импульсом тяги двигателя в вакууме 300 с и тягой двигателя в пустоте 16 кН способна вывести на эллиптическую орбиту с высотой апогея 600 км и высотой перигея 130 км с углом наклонения 5,5 град. полезный груз массой 55 кг. Для замыкания орбиты в апогее на высоте 600 км верхняя ступень должна обеспечить донабор скорости, равный 133 м/с. Наведены массовые характеристики второй ступени.

Изложены принципы построения систем навигации и наведения современных ракет-носителей. Освещены существующие способы систем инерциальной навигации ракет-носителей, их приборная реализация, математические модели, а также ошибки и способы их компенсации. Рассмотрены задачи, математические модели и способы реализации наведения ракет-носителей на основе функционального, терминального и комплексного методов.

Изложены результаты априорной оценки точности выведения космического аппарата современной ракетой-носителем лёгкого класса в условиях воздействия возмущений комплекса командных приборов бесплатформенной инерциальной навигационной системы. Проведен обзор существующей методологии оценки точности ракет-носителей. Разработана стохастическая адаптивная математическая модель движения ракеты-носителя с учётом работы системы терминального наведения и воздействия погрешностей комплекса командных приборов бесплатформенной инерциальной навигационной системы. Исследована зависимость точности выведения космического аппарата от погрешностей комплекса командных приборов бесплатформенной инерциальной навигационной системы. Получены гистограммы распределения отклонений кинематических и оскулирующих параметров орбиты в первом восходящем узле автономного полёта космического аппарата для солнечно-синхронной, экваториальной и переходной к геостационарной орбит. Определены трубки траекторий кинематических параметров активного участка траектории ракеты-носителя. Результаты проведенного исследования могут быть использованы для априорного анализа точности выведения в обеспечение подготовки ракеты-носителя к запуску, в качестве исходных данных для моделирования возмущённого орбитального движения космических аппаратов после отделения от ракеты-носителя, а также определения районов падения отделяющихся частей ракеты-носителя.

Індекс рубрикатора НБУВ: О638

Рубрики:

Ракети-носії

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ