Разработка облика и методики определения проектных параметров космического аппарата-эвакуатора группы верхних ступеней ракет-носителей тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Стогний Михаил Владимирович

• Стогний Михаил Владимирович
• кандидат наук
• 2025

Оглавление диссертации кандидат наук Стогний Михаил Владимирович

Введение

Глава 1 Определение облика КАЭ

1.1 Анализ проблемы засорения околоземного космического пространства

1.2 Структура миссии по очистке НОО от объектов КМ

1.2.1 Аспекты облета группы объектов

1.2.2 Классификация методов очистки НОО от ОКМ

1.2.3 Устройства захвата объектов

1.2.4 Методы сообщения ОКМ тормозного импульса скорости

1.2.5 Состав бортовой аппаратуры для захвата ОКМ

1.2.6 Прототипы манипуляторов

1.3 Конструктивно-компоновочная схема двухступенчатого КАЭ

1.4 Заключение по Главе

Глава 2 Методика определения проектных параметров КАЭ

2.1 Первичная оценка массы манипулятора

2.2 Методика определения массовых характеристик ТДМ

2.3 Методика определения массовых характеристик БКА

2.3.1 Требования к космической платформе

2.3.2 Массовые уравнения элементов БКА

2.4 Выбор количества КАЭ

2.5 Анализ динамических нагрузок после захвата ОКМ

2.5.1 Расчётная схема задачи захвата объекта за СМРД

2.5.2 Результаты моделирования упрощенной динамической модели

2.5.3 Анализ размещения системы амортизации манипулятора

2.5.4 Уменьшение нагрузок с помощью ДУОиС КАЭ

2.5.5 Анализ второго варианта механизма захвата

2.5.6 Варьирование начальной угловой скорости ОКМ

2.5.7 Учёт податливости звеньев манипулятора

2.6 Структура методики

2.6.1 Вход методики

2.6.2 Первичная оценка параметров манипулятора

2.6.3 Массовые характеристики, геометрическая модель ТДМ

2.6.4 Массовые характеристики, геометрическая модель БКА

2.6.5 Схема увода последнего ОКМ

2.6.6 Выбор количества КАЭ, построение геометрической модели КАЭ

2.6.7 Анализ нагрузок после захвата ОКМ

2.6.8 Уточнение массы БКА и ТДМ

2.6.9 Выход методики

2.7 Заключение по Главе

Глава 3 Применение методики к двум типовым объектам

3.1 КАЭ для эвакуации ОКМ типа «Зенит-2»

3.1.1 Масса «тяжёлого» ТДМ

3.1.2 Масса «тяжёлого» БКА

3.1.3 Схема увода последнего ОКМ, количество уводимых ОКМ

3.1.4 Параметры манипулятора, уточнение массы «тяжёлого» БКА

3.2 КАЭ для эвакуации ОКМ типа «Космос-3М»

3.2.1 Масса «лёгкого» ТДМ

3.2.2 Масса «лёгкого» БКА

3.2.3 Схема увода последнего ОКМ, количество уводимых ОКМ

3.3 Сравнение компоновочных схем аппаратов для двух групп ОКМ

3.4 Заключение по Главе

Заключение

Список сокращений и условных обозначений

Список литературы

Приложение

Акты внедрения результатов диссертационной работы

Введение

Актуальность темы исследования. Техногенное засорение космического пространства - проблема, берущая своё начало со стартом космической эры в 1957 г. Важным шагом к её решению является подписание различных международных соглашений, которые ограничили дальнейшее засорение [39, 38]. Однако достаточное количество космического мусора (КМ) накопилось к тому времени [58]. Помимо этого, данную проблему усугубляют испытания противоспутникового оружия, случайные столкновения нефункционирующих космических аппаратов (КА) и саморазрушения.

Существует две разновидности КМ: объекты КМ (ОКМ) и фрагменты КМ. ОКМ включают в себя последние ступени ракет-носителей (РН), разгонные блоки (РБ) и нефункционирующие КА. Вторая разновидность состоит из частей, образовавшихся в процессе разделения объектов в космосе, фрагментов спутников. В диссертации рассматриваются объекты, поскольку они являются основным источником фрагментов. Столкновение спутника «Iridium-33» с нефункционирующим КА «Космос-2251» явилось причиной образования порядка 2300 каталогизированных фрагментов [45]. Лавинообразный процесс фрагментации, рассмотренный Кесслером [37], является опасным сценарием дальнейшего развития одного из таких столкновений, способным привести к полной невозможности использовать околоземное космическое пространство.

Исследования показывают, что для низких и высоких орбит рационально использовать две различных схемы борьбы с ОКМ. Для первых - двухступенчатые космические аппараты-эвакуаторы (КАЭ), в которых первая ступень производит перелёт между ОКМ, а отделяемые последующие ступени осуществляют перевод ОКМ на орбиту захоронения. Для вторых - одноступенчатые КАЭ, где все операции с ОКМ выполняются единым КА. Многими авторами отмечено, что первостепенной является задача очистки от ОКМ именно низких околоземных орбит (НОО), как наиболее засорённых [26, 66].

Степень разработанности темы исследования. Схемы облетов и варианты уводов группы ОКМ рассмотрены в работах Д.А. Гришко, А.А. Баранова,

Th. Martin, N. van der Pas, J. Yang, H.-X. Shen, L. Medioni, G. Viavattene, N. Berend, M. Cerf. Методы очисти космического пространства от ОКМ представлены в работах В.С. Асланова, В.И. Трушлякова, В.Ю. Клюшникова, G. Aglietti, B. Taylor, A. Medina, L. Cercos, R. Benvenuto. Отдельные этапы миссии по очистке низких околоземных орбит от ОКМ подробно рассмотрены в работах вышеперечисленных авторов, однако отсутствует комплексное изложение процесса создания такой системы для группы однотипных объектов.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка облика и методики определения проектных параметров космического аппарата-эвакуатора группы верхних ступеней ракет-носителей»

Цель и задачи работы

Цель - разработка облика и методики определения проектных параметров космического аппарата-эвакуатора группы верхних ступеней ракет-носителей с низких околоземных орбит для применения на ранней стадии проектирования.

Для достижения поставленной цели сформулированы следующие задачи:

1. разработка конструктивно компоновочной схемы космического аппарата-эвакуатора;

2. создание методики определения основных проектных параметров космического аппарата-эвакуатора для применения на ранней стадии проектирования;

3. анализ динамических нагрузок, возникающих после захвата верхних ступеней ракет-носителей манипулятором за сопло маршевого двигателя;

4. применение разработанной методики для проектирования космических аппаратов-эвакуаторов, уводящих группы верхних ступеней ракет-носителей «Зенит-2» и «Космос-3М».

Объектом исследования является КА для активной эвакуации с НОО группы верхних ступеней PH.

Предметом исследования являются облик и методика определения проектных параметров КА.

Научная новизна

1. Разработана принципиально новая, защищённая патентом (RU2695155), двухступенчатая конструктивно компоновочная схема КАЭ, позволяющая уводить группу верхних ступеней РН на орбиты захоронения.

2. Разработана новая методика определения на ранней стадии проектирования проектных параметров КАЭ, предназначенного для увода группы верхних ступеней РН.

3. Получены новые результаты анализа условий нагружения податливого космического манипулятора после захвата крупной вращающейся верхней ступени РН, и найдены новые параметры системы амортизации манипулятора.

4. Определены новые проектные параметры КАЭ, предназначенных для увода групп верхних ступеней РН «Зенит-2» и «Космос-3М».

Теоретическая значимость работы заключается в развитии методики проектирования нового класса КА - эвакуаторов КМ. Разработанная методика позволяет проводить анализ влияния выбранных проектных параметров аппарата на эффективность эвакуации группы ОКМ. Отдельные положения данной работы отмечены медалью РАН для молодых учёных (конкурс 2022 года).

Практическая значимость работы заключается в том, что разработанная методика позволяет на ранних этапах проектирования определить основные проектные параметры КАЭ. Применение методики позволяет более обоснованно планировать НИОКР, направленные на разработку подобных КА, а также существенно снизить время и стоимость проектирования. Работа выполнена при поддержке РНФ (проект №2 23-29-00419, 2023-2024), а также в рамках Федеральной целевой программы «Исследования и разработка по приоритетным направлениям развития научно-технологического комплекса России на 2014 - 2020 годы» (Соглашение № 14.574.21.0146, 2017-2019). Разработанная методика внедрена на АНО «Космическая экономика и политика» и в учебный процесс МГТУ им. Н.Э. Баумана. Развитие данной работы предполагается в НИР «Прорыв» ЦНИИмаш: работа запланирована для включения в состав федерального проекта по развитию космических средств научного и социально-экономического назначения на период с 2030 по 2036 год.

Методология и методы исследования

В диссертации использованы аналитические методы составления уравнения существования КА, методы численного моделирования задач динамики многих тел в программном комплексе «MSC Adams», метод конечных элементов, методы теории чувствительности для определения области допустимых значений проектных параметров КА.

Положения, выносимые на защиту

1. Новая конструктивно-компоновочная схема КАЭ, предназначенного для увода группы верхних степей РН на орбиты захоронения.

2. Методика определения проектных параметров КАЭ на ранней стадии проектирования.

3. Результаты анализа динамических нагрузок, возникающих после захвата верхней ступени РН манипулятором за сопло маршевого двигателя.

4. Результаты исследования параметров КАЭ, предназначенных для увода групп верхних ступеней РН «Зенит-2» и «Космос-3М».

Степень достоверности результатов

Достоверность результатов обеспечивается использованием проверенных методов массового анализа КА. Достоверность инерционных моделей обусловлена применением САПР «SolidWorks». Достоверность результатов численного моделирования подтверждается совпадением с результатами, полученными аналитическими методами, применением программного обеспечения («MSC Adams», «MSC Patran»/ «Nastran»), а также сравнением полученных результатов с результатами исследований других авторов.

Апробация результатов

Основные положения и результаты диссертационной работы доложены и обсуждены на российских и международных научных конференциях: «International Astronautical Congress» (2023, 2022, 2021, 2020, 2019); «XIII Всероссийский съезд по фундаментальным проблемам теоретической и прикладной механики» (2023); «Академические чтения по космонавтике» (2022, 2021, 2020, 2019), «Околоземная астрономия - 2022» (2022); «Космический мусор:

фундаментальные и практические аспекты угрозы» (2019); «Будущее машиностроения России» (2018).

Основные научные результаты диссертации изложены в 20 опубликованных работах, из которых 5 - научные статьи, представленные в периодических научных журналах Перечня ВАК РФ, 1 - патент на изобретение.

Личный вклад автора. Все исследования, изложенные в диссертационной работе, проведены лично соискателем в процессе научной деятельности. Из совместных публикаций в диссертацию включен лишь тот материал, который непосредственно принадлежит соискателю, заимствованный материал обозначен в работе ссылками.

Структура и объем работы

Диссертационная работа состоит из введения, трёх глав, заключения, списка литературы, содержащего 70 наименований. Общий объем диссертации - 139 страниц, включая 26 таблиц и 58 рисунков.

Глава 1 Определение облика КАЭ 1.1 Анализ проблемы засорения околоземного космического пространства

Меры по ограничению формирования КМ изложены в международном стандарте ISO 24113-2019 [63]. В России ограничение техногенного засорения космического пространства регулирует ГОСТ 52925-2018 [7], который практически идентичен международному стандарту. В российском стандарте указано, что КА, РБ, ступени РН должны проектироваться таким образом, чтобы после завершения срока активного существования, вероятность их успешного увода собственными средствами составляла не менее 80 %, а продолжительность баллистического существования не превышала 25 лет после завершения функционирования (для низкоорбитальных объектов). Таким образом, даже при штатной работе всех систем возможно образование немалого количества КМ в процессе космической деятельности. Данную проблему также усугубляют испытания противоспутникового оружия [62], непреднамеренные столкновения КА (например, спутника «Iridium-33» с нефункционирующим КА «Космос-2251» [45]) и саморазрушения, что явно не было учтено при подписании различных международных документов [38, 39] и что значительно снизило их предполагаемое влияние на экологическую обстановку в ближнем космосе [45].

В настоящее время в околоземном космическом пространстве накопилось более 2000 РБ и ступеней РН [58]. Наибольшая концентрация КМ сосредоточена на НОО (Рисунок 1.1) [18, 64]. Прогнозные модели, использующие метод Монте-Карло, показывают, что именно на НОО произойдёт наибольшее увеличение объектов (примерно в 3 раза в течение следующих 100 лет), имеющих размер более 10 см, при отсутствии в течение этого периода миссий по очистки НОО от ОКМ [36, 66].

а высота, км ^ Высота, км

Рисунок 1.1 - Пространственная плотность КМ в зависимости от высоты орбиты для диапазона высот всего околоземного пространства (а) [18], для низкого диапазона высот (б) [45]

Согласно Рисунку 1.2 [58], РБ и ступени РН (в дальнейшем будут именоваться объектами) являются наименее многочисленным классом КМ. В то же время они наиболее опасны с точки зрения числа объектов КМ, которое может образоваться в процессе их столкновения с другим объектами КМ. Одно из возможных последствий такого потенциального столкновения, приводящее к полной невозможности использовать околоземное космическое пространство, изложено в работе Кесслера [37]. Многие работы [45, 26, 66] предполагают именно увод около 5 крупногабаритных объектов в год из области НОО в качестве эффективного средства борьбы с техногенным засорением околоземного космического пространства. Поэтому данная работа посвящена построению методики определения основных проектных параметров космического эвакуирующего комплекса именно ОКМ.

Год наблюдения

Рисунок 1.2 - Изменение количества объектов различных классов КМ по годам [58]

В настоящее время на НОО можно выделить не менее 5 групп объектов, имеющих близкие массово-инерционные и орбитальные параметры (Таблица 1.1) [2]. Отличительной особенностью объектов, представляющих собой последние ступени РН и РБ, является наличие маршевой ракетной двигательной установки. Анализ групп позволяет выделить два типичных представителя по критерию массы (Таблица 1.2): 1.7-тонная вторая ступень РН «Космос-3М» и 9-тонная вторая ступень РН «Зенит-2». Остальные объекты по массово-инерционным характеристикам больше походят на вторую ступень РН «Космос-3М».

Таблица 1.1 - Компактные группы объектов на НОО [2]

№ ¿, ° а, км е п тОКМ, т Тип объекта

1 71 7193-7281 0.0002-0.0036 23 9.0 2-я ступень РН «Зенит-2»

2 74 7122-7152 0.0006-0.0092 11 1.435 2-я ступень РН «Космос-ЗМ»

3 81 7211-7262 0.0031-0.0095 28 1.1 3-я ступень РН «Восток-2М»

4 83 7318-7358 0.0008-0.0081 52 1.443 2-я ступень РН «Космос-ЗМ», 3-я ступень РН «Циклон-3»

5 97100 6973-7500 0.0003-0.0099 46 0.829.0 2-я ступень РН «Зенит-2», 4-я ступень РН PSLV и другие

Примечание - Обозначения: / - наклонение орбиты, а - диапазон значений большой полуоси, е - диапазон изменения эксцентриситетов орбит, п - количество ОКМ, шокм - типовая масса объектов.

Таблица 1.2 - Массово-габаритные характеристики РБ и последних ступеней РН [2]

Тип объекта Диаметр, м Длина, м Мин.-макс. площадь, м2 Масса, т

2-я ступень РН «Зенит-2» 3.9 10.4 11.95 - 40.56 9.0

2-я ступень РН «Космос-ЗМ» 2.4 6.7 4.52 - 10.08 1.72

2-я ступень РН «Ариан-4» 2.6 9.9 5.31 - 25.74 1.57

3-я ступень РН «Циклон-3» 2.2 2.7 3.8 - 5.94 4.3

4-я ступень РН «PSLV» 2.02 2.6 3.2 - 5.25 0.92

РБ «Бриз-М»* 2.49 2.654 4.87 - 6.61 1.6

РБ «ДМ» 3.7 6.28 10.75 - 23.24 3.42

Примечание - * Без дополнительных топливных баков.

1.2 Структура миссии по очистке НОО от объектов КМ

Миссии по очистке НОО от объектов можно условно разделить на следующие этапы:

1. Выведение КАЭ при помощи РН на начальную орбиту.

2. Дальнее наведение в район расположения группы ОКМ.

3. Ближнее наведение на ОКМ.

4. Сближение.

5. Захват ОКМ. Стабилизация, установка ТДМ.

6. Расстыковка и отход на безопасное расстояние.

7. Сообщение ОКМ тормозного импульса скорости, достаточного для его

перевода на орбиту захоронения в соответствии с ГОСТ 52925-2018 [7].

В некоторых миссиях этап захвата ОКМ может отсутствовать. В таком случае метод очистки является бесконтактным. Метод увода КМ посредством наземной или воздушной лазерной установки не нуждается ни в одном из этих этапов. Однако трудности, возникающие с поглощением большой доли лазерного излучения атмосферой, а также потенциальное разрушение КМ в процессе воздействия интенсивного излучения не позволяют оценить с достаточной точностью эффективность применения данного метода [28].

Этап выведения РН аппарата на начальную орбиту ничем не отличается от такого же этапа, с которого начинается любая другая космическая миссия. Его сущность заключается в выборе существующего РН, удовлетворяющего требованиям по массово-инерционным, габаритным характеристикам, параметрам орбиты выведения.

Этапы дальнего и ближнего наведения также широко отлажены, так как без них не обходится ни один полёт к МКС. К тому же в рамках проекта Ав1хо8са1е проведены несколько успешных демонстрационных полетов для миссии АОКА8-12, предназначенной для очистки НОО от крупногабаритных ОКМ. Цена удаления одного объекта массой 3 т, длиной 9.2 м и диаметром 4.0 м составит 82.1 млн $ [32].

При этом, увод сразу нескольких ОКМ в течение одной миссии представляется более эффективной схемой [52], что требует создания экономичных схем последовательного облёта нескольких объектов. Данная задача решена в диссертации [8].

1.2.1 Аспекты облета группы объектов

Существуют две принципиально отличающиеся схемы облёта нескольких объектов, имеющих разные значения параметров орбит: последовательная и диагональная [4]. В обеих схемах главная задача - минимизировать затраты суммарной характеристической скорости, большая часть которых вызвана необходимостью совмещения плоскостей орбит объектов.

Последовательная схема используется в том случае, когда линии на портрете эволюции отклонений долготы восходящего узла (ДВУ) квазипараллельны (то есть большая полуось, эксцентриситет и наклонение орбит объектов в группе принимают близкие значения) (Рисунок 1.3а). В таком случае перелёт осуществляется последовательно от одного объекта к другому, преимущественно в сторону прецессии ДВУ, с использованием промежуточной орбиты ожидания, которая позволяет убрать расхождение в ДВУ за некоторое время. То есть, используя промежуточную орбиту, пытаются добиться того эффекта, который получается сам собой при диагональном перелёте.

ДПЛ, град

№ 1

\ Д У3 №2

КР2 \ №3

дк4

¡^ 1, сутки ()

Рисунок 1.3 - Качественный вид эволюции отклонений ДВУ с квазипараллельными (а) и пересекающимися (б) линиями [4]

Диагональная схема используется в том случае, когда линии на портрете эволюции отклонений ДВУ многократно пересекаются (Рисунок 1.3б). Такая ситуация наблюдается, например, для Солнечно-синхронных орбит [4].

1.2.2 Классификация методов очистки НОО от ОКМ

Существует множество различных способов классификации методов очистки НОО от ОКМ [65, 14, 15]. Наиболее часто используемой является классификация по наличию (контактные методы) или отсутствию (бесконтактные методы) фазы захвата ОКМ в процессе очистки. Контактные методы предполагают механическое взаимодействие между устройством захвата КАЭ и захватываемым объектом. Бесконтактные методы подразумевают дистанционную передачу ОКМ тормозного импульса скорости посредством воздействия физическими полями, потоком частиц, столкновением с объектом-мишенью, локальным увеличением плотности остаточной атмосферы на пути движения ОКМ [14]. Также контактные методы можно дальше разделить на активные и пассивные по способу перевода схваченного ОКМ на орбиту захоронения. Активные предполагают расходование того или иного вещества на совершение манёвров.

Главным преимуществом бесконтактных методов является отсутствие сложной фазы захвата ОКМ, что существенно упрощает и удешевляет проектирование подобной системы. Однако малая величина тормозного импульса скорости, обеспечиваемая в этом случае, требует длительного времени увода объектов. К тому же наличие существенных неопределённостей, связанных с параметрами физических полей и атмосферных параметров, которые могут меняться на порядок в зависимости от цикла солнечной активности [1], не позволяет на данный момент с высокой точностью оценить перспективность применения данных методов. Поэтому данные методы больше подходят для малых ОКМ или фрагментов КМ.

Преимуществом контактных методов является определённость в параметрах ОКМ после осуществления процедуры его захвата и стабилизации связки

КАЭ-ОКМ. Это позволяет с достаточной точностью предсказать потребный запас характеристической скорости, необходимый для перевода захваченного объекта на орбиту захоронения, и тем самым спрогнозировать продолжительность такой операции. Существенным недостатком контактных методов является необходимость захвата некооперируемого объекта. В последние годы предложено большое количество способов решения данной недостаточно изученной задачи, а также продемонстрирована сама возможность такой операции - миссия «КетоуеВеЬпБ» в 2018 г. [57].

При баллистического проектирования миссий по активной очистке околоземного пространства от объектов предложено выделять два варианта компоновочных схем КАЭ (варианта увода), обеспечивающих перевод объекта на орбиту захоронения: одноступенчатые и многоступенчатые (Рисунок 1.4) [47].

а

Рисунок 1.4 - Одноступенчатый (а) и многоступенчатый (б) варианты компоновочных схем КАЭ, предназначенных для увода группы объектов [47]

Отличие одноступенчатого КАЭ от многоступенчатого заключается в том, какой элемент системы ответственен за выдачу тормозного импульса скорости для перевода захваченного объекта на орбиту захоронения: в первом случае это сам КАЭ, во втором - тормозной двигательный модуль (ТДМ), который отделяется от базового космического аппарата (БКА) после операции захвата объекта. Количество уводимых объектов в многоступенчатом варианте определяется количеством ТДМ на борту БКА. Захват может осуществляться как с помощью средств самого КАЭ (БКА), например, с помощью манипулятора или сети, так и с помощью сервисного модуля захвата (СМЗ), который отделяется от КАЭ (БКА) для осуществления операции захвата.

С точки зрения затрат характеристической скорости при уводе крупных ОКМ многоступенчатые КАЭ эффективнее применять для очистки НОО, в то время как одноступенчатые - для геостационарных орбит [4, 47]. Например, для первой группы объектов (Таблица 1.1), использование подобного КАЭ приводит к существенному выигрышу в затратах суммарной характеристической скорости (Таблица 1.3) [52].

Таблица 1.3 - Сравнение компоновочных схем КАЭ

Компоновочная схема КАЭ Общие затраты характеристической скорости X АУ, м/с Общее время миссии X Т, сут

Одноступенчатая 4 809 1 558.7

Многоступенчатая 2 223 3 318.5

Известны следующие варианты многоступенчатых КАЭ: 1) Все операции, связанные со взаимодействием с объектом, а именно захват, стабилизация и перевод на орбиту захоронения, выполняет ТДМ, в то время как БКА осуществляет только перелёт между объектами. В данном варианте требуется установки стыковочного устройства на каждый ТДМ, что значительно сказывается на итоговой массе КАЭ.

2) Для операции захвата используется СМЗ, который после захвата объекта и его стабилизации стыкуется с БКА для размещения ТДМ, который выполняет только операцию перевода объекта на орбиту захоронения.

3) Данный вариант отличается от предыдущего только тем, что в нём СМЗ сразу содержит в себе ТДМ, и, таким образом, отпадает необходимость в стыковке БКА и СМЗ для размещения ТДМ [10]. Во втором и третьем вариантах необходимо совершать две операции стыковки при захвате каждого ОКМ: первая - СМЗ с объектом, вторая - СМЗ с КАЭ). В результате чего надёжность таких систем существенно снижается.

4) ТДМ осуществляет только операцию перевода объекта на орбиту захоронения.

Последний вариант представляется наиболее рациональным решением с точки зрения простоты конструкции, надёжности и минимизации массы.

1.2.3 Устройства захвата объектов

Наличие устройства захвата (УЗ) отличает КАЭ от других космических аппаратов. Существенной проблемой является проектирование такого УЗ, которое способно поймать некооперируемый объект, не обладающий заранее предустановленными стыковочными агрегатами, в условиях наличия неопределённостей, связанных как с массово-инерционными, так и кинематическими параметрами движения захватываемого объекта.

Контактные методы очистки околоземного космического пространства от ОКМ делятся по типу механической связи, образующейся после взаимодействия стыковочного устройства с захватываемым ОКМ, на системы с гибкой и жёсткой (манипуляторы, стыковочные устройства) связью.

УЗ с гибкой связью. Известно множество различных УЗ с гибкой связью: сети, мембраны, гарпуны, специализированные автономные аппараты захвата на тросовой связи с КАЭ.

УЗ на основе сети (Рисунок 1.5) широко исследованы как на теоретическом [56], так и на экспериментальном уровнях [57], как в наземных [69], так и в космических условиях [57]. Преимуществами данных УЗ являются относительно малая масса, транспортный объём, отсутствие необходимости в сложном позиционировании КАЭ перед захватом, нечувствительность к неопределённости к массово-инерционным, габаритным и кинематическим параметрам захватываемого объекта. Среди недостатков можно отметить возможность запутывания сети как в процессе её раскрытия и захвата объекта, так и в процессе транспортировки пойманного объекта на орбиту захоронения. Кроме того, присутствует неопределённость в массово-инерционных параметрах связки «КАЭ-ОКМ» [51].

13 4 2

Рисунок 1.5 - Схема захвата ОКМ с помощью сети: 1 - КАЭ, 2 - ОКМ, 3 - трос, 4 - сеть

УЗ на основе мембран [16] практически идентично УЗ на основе сети и имеет такие же преимущества и недостатки. Однако в открытом доступе имеется ограниченное количество публикаций с данными УЗ.

Гарпунные УЗ (Рисунок 1.6) предполагают отстрел высокоскоростного гарпуна с целью пробития им корпуса объекта и жесткой фиксации в нём [5]. Гарпун крепится к КАЭ с помощью троса. Работоспособность данной технологии так же подтверждена в космическом эксперименте, как и работоспособность сеточных УЗ [57]. Преимущества и недостатки данных УЗ аналогичны сеточным

УЗ. Помимо этого, гарпунные УЗ обладают ещё одним недостатком -возможностью образования новых фрагментов КМ в процессе соударения высокоскоростного гарпуна с захватываемым объектом. Однако в работе [50] показано, что все новые фрагменты КМ останутся внутри захваченного ОКМ (конечно если данный объект является герметичным). Невозможность использовать данные УЗ для захвата ёмкостей, находящихся под давлением, является ещё одним важным ограничением применимости данной технологии.

13 4 2

Рисунок 1.6 - Схема захвата ОКМ с помощью гарпуна: 1 - КАЭ, 2 - ОКМ, 3 - трос, 4 - гарпун

Общими недостатками УЗ с гибкой связью является возможность запутывания троса, соединяющего КАЭ с захваченным объектом, а также сложность законов управления гибкой связкой «КАЭ-трос-ОКМ» в процессе транспортировки объекта на орбиту захоронения [22, 35].

Специализированные автономные аппараты захвата на тросовой связи с базовым аппаратом подразумевают, что на их конце располагается УЗ с жёсткой связью. Поэтому данные УЗ будут рассмотрены в следующем разделе.

УЗ с жёсткой связью. Задача захвата объекта в космическом пространстве с помощью манипулятора/ов хорошо известна. Новизной является то, что ОКМ это некооперируемый объект, на котором отсутствуют предустановленные ответные части для стыковки, и чаще всего он имеет высокую угловую скорость.

Исследователями предложены следующие варианты УЗ с жёсткой связью: стыковочные агрегаты, манипуляторы с одной рукой, манипуляторы с несколькими руками, манипуляторы-щупальца.

Схема захвата с помощью стыковочного агрегата (Рисунок 1.7) наиболее близка к схеме для кооперируемых объектов, однако вместо ответной части стыковочного устройства выбирается такой конструктивный элемент ОКМ, который способен выдержать нагрузки, возникающие в процессе стыковки (контактные, инерционные). Чаще всего таким элементом выбирается сопло маршевого ракетного двигателя (СМРД) для ступеней РН и адаптер для космических аппаратов [60].

1В 4 2

I ш

Рисунок 1.7 - Схема захвата ОКМ с помощью стыковочного агрегата: 1 - КАЭ, 2 - ОКМ, 3 - стыковочный агрегат, 4 - СМРД ОКМ

Использование манипулятора (Рисунок 1.8) позволяет повысить диапазон допустимых угловых скоростей объекта, а также «подстроиться» под движение ОКМ с целью снижения пиковых нагрузок, возникающих в процессе захвата. На конце манипулятора предполагается размещение того или иного стыковочного агрегата.

1 5 3 4 2

Рисунок 1.8 - Схема захвата ОКМ с помощью стыковочного агрегата, размещённого на конце манипулятора: 1 - КАЭ, 2 - ОКМ, 3 - стыковочный агрегат, 4 - СМРД ОКМ, 5 - манипулятор

Недостатками способа захвата манипулятором с одной рукой [40] являются необходимость в построении сложного алгоритма управления как КАЭ, так и манипулятором, так как изменение кинематических параметров одного из них непременно приводит к ответному изменению другого. Однако данная проблема решена как на теоретическом [68], так и экспериментальном уровнях [33].

Некоторые исследователи [43] предполагают, что схема захвата с несколькими манипуляторами (Рисунок 1.9) позволит существенно облегчить данный процесс за счёт большей подвижности такой системы. Например, в работе [42] предполагается, что наличие второго манипулятора позволит стабилизировать захватываемый объект в процессе стыковки. Однако в расчёт не принимается сложность реализации согласованного алгоритма управления движением манипуляторов и необходимость компенсации движения КАЭ, возникающего как реакция на движения манипуляторов. Такие системы захвата больше всего подходят для объектов со сложной геометрией, не имеющих конструкционных элементов, подходящих для захвата манипулятором с одной рукой.

1 5 4 3 2

Рисунок 1.9 - Схема захвата ОКМ двумя манипуляторами: 1 - КАЭ, 2 - ОКМ, 3 - стыковочный агрегат, 4 - манипулятор № 1, 5 - манипулятор № 2

Захват с помощью манипуляторов-щупальцев [48, 31] (Рисунок 1.10) предполагает контакт захватываемого ОКМ с большей частью поверхности щупалец, в отличие от захвата системой из нескольких манипуляторов, где контакт происходит только с конечной частью каждого манипулятора. Преимуществом такой системы является практически полное отсутствие ограничений к геометрии захватываемого ОКМ. Очевидным недостатком - высокая вероятность образования фрагментов КМ в процессе сжатия щупалец.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Стогний Михаил Владимирович, 2025 год

Список литературы

1. ГОСТ Р 25645.166-2004. Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для баллистического обеспечения полетов искусственных спутников Земли. -М.: ИПК Издательство стандартов, 2004. - 28 с.

2. Баранов А.А., Гришко Д.А. Баллистические аспекты облета крупногабаритного космического мусора на низких околокруговых орбитах // Известия РАН. Сер. «Теория и системы управления». - 2015. - № 4. -С. 143-154.

3. Стогний М.В., Щеглов Г.А. Выбор параметров системы амортизации манипулятора для спутника-утилизатора объектов космического мусора // Инженерный журнал: наука и инновации. - 2020. - № 9 (105). -http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2020-9-2013.

4. Баранов А.А., Гришко Д.А., Медведевских В.В., Лапшин В.В. Диагональное решение задачи облёта объектов крупногабаритного космического мусора на солнечно-синхронных орбитах // Космические исследования. - 2016. - Т. 54. - № 3. - С. 242-250.

5. Асланов В. С, Сизов Д.А. Динамика захвата космического мусора гарпуном // Труды МАИ. - 2018. - № 100.

6. ЖРДМТ от 0.5 кгс до 250 кгс [Электронный ресурс]. - Режим доступа: URL: http: //kbhmisaeva.ru/main.php?id=3 3 (дата обращения: 03.10.21).

7. ГОСТ Р 52925-2018. Изделия космической техники. Общие требования к космическим средствам по ограничению техногенного засорения околоземного космического пространства. - М.: Стандартинформ, 2018. -8 с.

8. Гришко Д.А. Исследование схем облёта объектов крупногабаритного космического мусора на низких орбитах: дис. ... канд. физ.-мат. наук: 01.02.01 / Гришко Дмитрий Александрович. - М., 2018. - 123 с.

9. Зеленцов В.В. Конструктивно-компоновочные схемы разгонных блоков: учебное пособие / В.В. Зеленцов, Г.А. Щеглов. - Москва : МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018. - 139 с.

10. Леонов А.Г. Космические аппараты для утилизации космического мусора: учебное пособие / А.Г. Леонов, В.В. Зеленцов, Г.А. Щеглов. - Москва : НПО машиностроения, 2019. - 47 с.

11. Щеглов Г.А., Стогний М.В. Космический комплекс для утилизации группы объектов крупногабаритного космического мусора // Патент России № 2018145193. 2018. Бюл. № 21.

12. Стогний М.В., Щеглов Г.А. Методика определения массовых и инерционных характеристик космического аппарата-эвакуатора крупных объектов низкоорбитального космического мусора // Космонавтика и ракетостроение. - 2025. - № 1. - С. 193-207.

13. Жумаев З.С. Методика проектирования наноспутника с солнечной энергодвигательной установкой: дис. ... канд. тех. наук: 05.07.02 / Жумаев Зайнулла Серикович. - М., 2022. - 146 с.

14. Пикалов Р.С., Юдинцев В.В. Обзор и выбор средств увода крупногабаритного космического мусора // Труды МАИ. - 2018. - № 100.

15. Вениаминов С.С., Клюшников В.Ю., Логинов С.С. Обзор методов противодействия техногенному засорению околоземного космического пространства и его снижения // Тезисы всероссийской конференции с международным участием «Космический мусор: фундаментальные и практические аспекты угрозы», 17-19 апр. 2019 г. - Москва. - 2019. -С. 33-51.

16. Трушляков В.И., Уткин В.И. Обзор средств стыковки и захвата объектов крупногабаритного космического мусора // Омский научный вестник. -2013. - № 2. - С. 56-61.

17. Туманов А.В. Основы компоновки бортового оборудования космических аппаратов: учебное пособие / А.В. Туманов, В.В. Зеленцов, Г.А. Щеглов. -Москва : МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018. - 572 с.

18. Зеленцов В.В. Очистка околоземного космического пространства от космического мусора // Аэрокосмический научный журнал. - 2016. - № 6. - С. 1-14.

19. Сафронов С.Л. Разработка методики проектирования универсальных платформ космических аппаратов научного назначения: дис. ... канд. тех. наук: 05.07.02 / Сафронов Сергей Львович. - С., 2012. - 149 с.

20. Юдин А.Д. Разработка способа увода наноспутников CUBESAT c низких околоземных орбит: дис. ... канд. тех. наук: 05.13.01 / Юдин Андрей Дмитриевич. - М., 2021. - 139 с.

21. Сыромятников В.С. Стыковочные устройства космических аппаратов // Москва: Машиностроение. - 1984. - 216 с.

22. Купреев С.А. Условия существования предельных циклов у динамической системы движения связанных объектов на эллиптической орбите // Труды МАИ. - 2016. - № 88.

23. Кургузов А.В. Формирование проектных параметров энергодвигательной системы межорбитального транспортного аппарата с жидкостным и электрическим ракетными двигателями: дис. ... канд. тех. наук: 05.07.02 / Кургузов Алексей Вячеславович. - М., 2020. - 145 с.

24. English C. et al. A Hybrid Sensor for Exploiting the Complimentary Nature of Triangulation and Lidar Technologies // Proceedings of «The 8th International Symposium on Artificial Intelligence, Robotics and Automation in Space -iSAIRAS 2005», 5-8 September 2005. - Munich. - 2005.

25. Mohan A., Saha S.K. A recursive, numerically stable, and efficient simulation algorithm for serial robots with flexible links // Multibody System Dynamics. -2009. - Vol. 21. - № 1. - PP. 1-35.

26. J.-C. Liou. An active debris removal parametric study for LEO environment remediation // Advances in Space Research. - 2011. - Vol. 47. - № 11. - PP. 1865-1876.

27. Abiko S., Yoshida K. An effective control strategy of japanese experimental module remote manipulator system (JEMRMS) using coupled and un-coupled dynamics // Proceeding of «The 7th International Symposium on Artificial Intelligence, Robotics and Automation in Space: i-SAIRAS 2003», 19-23 May 2003. - Nara. - 2003.

28. Gjesvold E., Straub J. Analysis of a space debris laser removal system // Proc. SPIE 10192, Laser Technology for Defense and Security XIII, 1 May 2017. -Anaheim. - 2017.

29. V.I. Mayorova, G.A. Shcheglov, M.V. Stognii, Analysis of the space debris objects nozzle capture dynamic processed by a telescopic robotic arm // Acta Astronautica. - 2021. - Vol. 187. - PP. 259-270.

30. G.A. Shcheglov, et al. Application of additional inflatable aerodynamic device to ensure the required degradation of the disposal orbit of large-size space debris // Advances in Space Research. - 2023. - Vol. 72. - № 6. - PP. 1994-2006.

31. Choi J. et al. Articulated linkage arms based reliable capture device for janitor satellites // Acta Astronautica. - 2019. - Vol. 163. - PP. 91-99.

32. Astroscale finalizes contract for Japanese debris removal mission [Электронный ресурс]. - Режим доступа: URL: https://spacenews.com/astroscale-finalizes-contract-for-japanese-debris-removal-mission/ (дата обращения: 30.08.24).

33. Rouleau G., et al. Autonomous Capture of a Tumbling Satellite // Journal of Field Robotics. - 2007. - Vol. 24. - № 4. - PP. 275-296.

34. Wertz J.R., Bell R. Autonomous rendezvous and docking technologies - status and prospects // Symposium SPIE AeroSense Symposium, 23-25 April 2003. -Orlando. - 2003.

35. Aslanov V.S. Chaos Behavior of Space Debris During Tethered Tow // Journal of Guidance, Control, and Dynamics. - 2015. - Vol. 39. - № 10. - PP. 2399-2405.

36. Liou J.-C. Collision activities in the future orbital debris environment // Advances in Space Research. - 2006. - Vol. 38. - 9. - PP. 2102-2106.

37. Kessler D.J. Collisional cascading: The Limits of Population Growth in Low Earth Orbit // Advances in Space Research. - 1991. - Vol. 11. - PP. 2637-2646.

38. Compilation National Research on Space Debris, Safety of Space Objects with Nuclear Power Sources on Board and Problems Relating to Their Collision with Space Debris [Электронный ресурс]. - Режим доступа: URL: http://www.unoosa.org/oosa/oosadoc/data/documents/2007/aac.105/aac.105918 _0.html (дата обращения: 02.09.20).

39. Compilation of Comments Submitted by the Member States to the IADC Space Debris Mitigation Guidelines: A/AC.105/C.1/L.260 [Электронный ресурс]. -Режим доступа: URL: http://www.unoosa.org/oosa/oosadoc/data/documents/2004/aac.105c.12004crp/a ac.105c.12004crp.29 0.html (дата обращения: 02.09.20).

40. Reintsema D. et al. DEOS - The German Robotics Approach to Secure and DeOrbit Malfunctioned Satellites from Low Earth Orbits // Proceeding of «The 10th International Symposium on Artificial Intelligence, Robotics and Automation in Space: i-SAIRAS 2010», 29 August-2 September 2010. - Sapporo. - 2010.

41. Krainski M. et al. Design of a hardware-in-the-loop simulation testbed for the Camera and Lighting Unit of the European Robotic Arm //14th Symposium on Advanced Space Technologies in Robotics and Automation (ASTRA), 20-22 June 2017. - Scheltema. - 2017.

42. Yoshida K., Kurazume R,. Umetani Y. Dual arm coordination in space free-flying robot // Proceedings of the International Conference on Robotics and Automation (ICRA), 09-11 April 1991. - Sacramento. - 2002.

43. Peng J. et al. Dual-arm coordinated capturing of an unknown tumbling target based on efficient parameters estimation // Acta Astronautica. - 2019. - Vol. 162. - PP. 589-607.

44. Loesch М. et al. Economic Approach for Active Space Debris Removal Services // Proceedings of «The International Symposium on Artificial Intelligence, Robotics and Automation in Space: i-SAIRAS 2010», 29 August-2 September 2010. - Sapporo. - 2010.

45. Pardini C., Anselmo L. Evaluating the impact of space activities in low earth orbit // Acta Astronautica. - 2021. - Vol. 184. - PP. 11-22.

46. Mayorova V.I. et al. Evaluation of the inertia matrix and angular motion control for Zenit-2 launch vehicle's second stage in the framework of space debris de-orbiting // AIP Conference Proceedings 2171. - 2019. - 130004.

47. Baranov A.A. et al. Feasibility analysis of LEO and GEO large space debris de/re orbiting taking into account launch mass of spacecraft-collector and its

configuration layout // Advances in Space Research. - 2021. - Vol. 67. - № 1. -PP. 371-383.

48. McMahan W. et al. Field trials and testing of the OctArm continuum manipulator // Proceedings of the International Conference on Robotics and Automation: ICRA 2006, 15-19 May 2006. - Orlando. - 2006.

49. Baranov A.A., Grishko D.A., Chen D. Fuel and energy analysis of a space vehicle aimed at de-orbiting large-size objects from low orbits using thruster de-orbiting kits // ARPN Journal of Engineering and Applied Sciences. - 2019. - Vol. 14. -№ 4. - PP. 1312-1317.

50. R. Dudziak, S. Tuttle, S. Barraclough. Harpoon technology development for the active removal of space debris // Advances in Space Research. - 2015. - Vol. 56. - № 3. - PP. 509-527.

51. Chu Z., Di J., Cui J. Hybrid tension control method for tethered satellite systems during large tumbling space debris removal // Acta Astronautica. - 2018. -Vol. 152. - PP. 611-623.

52. Baranov A.A., Grishko D.A., Razoumny Y.N. Large-size space debris flyby in low Earth orbits // Cosmic Research. - 2017. - Vol. 55. - № 5. - PP. 361-370.

53. Nishishita T. et al. LiDAR-based navigation strategies for a non-cooperative target considering rendezvous trajectory // Proceedings of the 74th International Astronautical Congress, 2-6 October 2023. - Baku. - 2023. - IAC-23-A6.5.8.

54. Kobren L., Staugaitis C.L. Mechanical and physical properties of the Echo II metal-polymer laminate: Technical Note NASA/TN D-3409 / NASA. - 1966. -43 p.

55. Capuano V. et. al. Monocular-based pose determination of uncooperative space objects // Acta Astronautica. - 2020. - Vol. 166. - PP. 493-506.

56. Benvenuto R., Lavagna M., Salvi S. Multibody dynamics driving GNC and system design in tethered nets for active debris removal // Advances in Space Research. - 2016. - Vol. 58. - PP. 45-63.

57. Aglietti G. et al. Remove Debris Mission. Part 2: In-orbit Operations // Acta Astronautica. - 2020. - Vol. 168. - PP. 310-322.

58. Baranov A.A., Grishko D.A. Review of path planning in prospective multi-target active debris removal missions in low earth orbits // Progress in Aerospace Sciences. - 2024. - Vol. 145.

59. Ding H., Yi J., Wang Zh. Robust feature-free pose tracking and uncertainty-aware geometry reconstruction for spinning non-cooperative targets // Comput. Graph.

- 2022. - Vol. 102. - PP. 30-44.

60. Krenn R. et al. Simulation of the Docking Phase for the Smart-OLEV Satellite Servicing Mission // Proceedings of «The International Symposium on Artificial Intelligence, Robotics and Automation in Space: i-SAIRAS 2008», 25-29 February 2008. - Los Angeles. - 2008.

61. Mayorova V.I., Shcheglov G.A., Stognii M.V. Simulation of the dynamics of large space debris object gripping by one flexible telescopic robotic arm // Proceedings of the 72nd International Astronautical Congress, 25-29 October 2021. - Dubai. - 2021. - IAC-21,A6,6,1,x64132.

62. Hussain M.Z., Ahmed R.Q. Space programs of India and Pakistan: military and strategic installations in outer space and precarious regional strategic stability // Space Pol. - 2019. - Vol. 47. - PP. 63-75.

63. Space Systems - Space Debris Mitigation Requirements: ISO 24113:2019 // International Organization for Standardization. - 2019. - 13 p.

64. Liou J.C. et al. Stability of the future leo environment - an iadc comparison study // Proceedings of the 6th European Conference on Space Debris, 22-25 April 2013. - Darmstadt. - 2013.

65. Zhao P.Y, Liu J.G., Wu C.C. Survey on research and development of on-orbit active debris removal methods // Science China Technological Sciences. - 2020.

- Vol. 63. - PP. 2188-2210.

66. Lewis H.G. et al. Synergy of Debris Mitigation and Removal // Proceedings of the 62nd International Astronautical Congress, 3-7 October 2011. - Cape Town.

- 2011. - IAC-11-A6.4.5.

67. Taylor B. et al. The in-orbit technology demonstrations of the RemoveDebris mission // Proceedings of the 70th International Astronautical Congress, 21-25 October 2019. - Washington DC. - 2019. - IAC-19,A6,5,1,x50007.

68. Oki T., Nakanishi H., Yoshida K. Time-optimal manipulator control for management of angular momentum distribution during the capture of a tumbling target // Advanced Robotics. - 2010. - Vol. 24. - № 3. - PP. 441-466.

69. Medina A. et al. Validation results of satellite mock-up capturing experiment using nets // Acta Astronautica. - 2017. - Vol. 134. - PP. 314-332.

70. Abena A., Essa K. 3D micro-mechanical modelling of orthogonal cutting of UD-CFRP using smoothed particle hydrodynamics and finite element methods // Composite Structures. - 2019. - Vol. 218. - PP. 174-192.

Приложение

Акты внедрения результатов диссертационной работы

Падалкин

Первый проректор -з^ше&лю учебной работе

ШШ 2025 г.

' 1 ■» Т £ Л Я-

АКТ

о внедрении результатов диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук Стогний Михаила Владимировича «Разработка

облика и методики определения проектных параметров космического аппарата-эвакуатора группы верхних ступеней ракет-носителей» в учебный

процесс МГТУ им. Н.Э. Баумана

Настоящим актом подтверждаем, что в учебный процесс внедрены следующие результаты диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук Стогний Михаила Владимировича:

- методика определения на ранней стадии проектирования проектных параметров КАЭ, предназначенного для увода группы верхних ступеней ракет-носителей;

- защищённый патентом (1Ш2695155), двухступенчатая конструктивно компоновочная схема космического аппарата-эвакуатора, позволяющая уводить группу верхних ступеней ракет-носителей на орбиты захоронения;

- методика анализа условий нагружения податливого космического манипулятора после захвата крупной вращающейся верхней ступени ракеты-носителя, и определения параметров системы амортизации манипулятора.

Перечисленные научные материалы используются при чтении лекций, проведении семинаров по курсам «Автоматизированная компоновка аэрокосмических систем», «Автоматизированная компоновка пилотируемых и автоматических космических аппаратов и систем», «Автоматизированные методы расчёта аэрокосмических систем», в научно-исследовательских, курсовых и выпускных квалификационных работах студентов кафедры аэрокосмических систем.

ПРЕДСЕДАТЕЛЬ КОМИССИИ: Руководитель НУК СМ д.т.н., профессор

д.т.н., профессор д.т.н., профессор

ЧЛЕНЫ КОМИССИИ:

» СЬи/и^Л 2025

Д <КЭП»

.Б. Уваров

«

г.

АКТ

о внедрении результатов диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук Стогний Михаила Владимировича «Разработка облика и методики определения проектных параметров космического аппарата-эвакуатора группы верхних ступеней ракет-носителей»

Настоящим актом подтверждаю, что результаты диссертационной работы Стогний Михаила Владимировича на тему «Разработка облика и методики определения проектных параметров космического аппарата-эвакуатора группы верхних ступеней ракет-носителей» внедрены в AHO «Космическая экономика и политика» и использованы в исследовательских работах по перспективным направлениям решения проблемы засорения орбит космическим мусором, а именно:

- актуальные методы борьбы с засорением околоземного космического пространства;

- методика определения на ранней стадии проектирования проектных параметров КАЭ, предназначенного для увода группы верхних ступеней ракет-носителей;

- методика анализа условий нагружения податливого космического манипулятора после захвата крупной вращающейся верхней ступени ракеты-носителя, и определения параметров системы амортизации манипулятора.

Перечисленные научные материалы были использованы при работе в рамках задачи по задействования механизмов международной неправительственной организации по уводу группы верхних ступеней ракет-носителей из числа наиболее опасных объектов космического мусора на низкой околоземной орбите на высоте 700-2000 км.

Директор AHO «КЭ1

В.Б. Уваров