Особенности создания средств отвода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит
Целью статьи является анализ особенностей разработки оптимальных средств увода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит (РО). Основными критериями эффективности при разработке оптимальных методов и средств увода объектов космического мусора (КМ) с РО являются: минимизация времени увода объе...
Збережено в:
| Дата: | 2019 |
|---|---|
| Автор: | |
| Формат: | Стаття |
| Мова: | Russian |
| Опубліковано: |
Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
2019
|
| Назва видання: | Технічна механіка |
| Онлайн доступ: | http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/174036 |
| Теги: |
Додати тег
Немає тегів, Будьте першим, хто поставить тег для цього запису!
|
| Назва журналу: | Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| Цитувати: | Особенности создания средств отвода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит / Э.А. Лапханов // Технічна механіка. — 2019. — № 2. — С. 16-29. — Бібліогр.: 80 назв. — рос. |
Репозитарії
Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine| id |
irk-123456789-174036 |
|---|---|
| record_format |
dspace |
| spelling |
irk-123456789-1740362020-12-30T01:26:22Z Особенности создания средств отвода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит Лапханов, Э.А. Целью статьи является анализ особенностей разработки оптимальных средств увода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит (РО). Основными критериями эффективности при разработке оптимальных методов и средств увода объектов космического мусора (КМ) с РО являются: минимизация времени увода объектов КМ с РО, повышение надежности средств увода объектов КМ, минимизация затрат топлива и бортовой энергии на операции увода объектов КМ. Метою статті є аналіз особливостей розробки оптимальних засобів відведення космічних апаратів з навколоземних робочих орбіт (РО). Основними критеріями ефективності при розробці оптимальних методів і засобів відведення об’єктів космічного сміття (КС) з РО є: мінімізація часу відведення об’єктів КС з РО, підвищення надійності засобів відведення об’єктів КС, мінімізація витрат палива і бортової енергії на операції відведення об’єктів КС. This paper analyzes the features of the development of optimal means for spacecraft removal from near-Earth operational orbits. The main efficiency criteria in the development of optimal methods and means for spacecraft deorbit are as follows: minimizing the space debris deorbit time, increasing the reliability of space debris deorbit means, and minimizing the propellant and power consumption for space debris removal. 2019 Article Особенности создания средств отвода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит / Э.А. Лапханов // Технічна механіка. — 2019. — № 2. — С. 16-29. — Бібліогр.: 80 назв. — рос. 1561-9184 http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/174036 629.78 ru Технічна механіка Інститут технічної механіки НАН України і НКА України |
| institution |
Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| collection |
DSpace DC |
| language |
Russian |
| description |
Целью статьи является анализ особенностей разработки оптимальных средств увода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит (РО). Основными критериями эффективности при разработке оптимальных методов и средств увода объектов космического мусора (КМ) с РО являются: минимизация времени увода объектов КМ с РО, повышение надежности средств увода объектов КМ, минимизация затрат топлива и бортовой энергии на операции увода объектов КМ. |
| format |
Article |
| author |
Лапханов, Э.А. |
| spellingShingle |
Лапханов, Э.А. Особенности создания средств отвода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит Технічна механіка |
| author_facet |
Лапханов, Э.А. |
| author_sort |
Лапханов, Э.А. |
| title |
Особенности создания средств отвода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит |
| title_short |
Особенности создания средств отвода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит |
| title_full |
Особенности создания средств отвода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит |
| title_fullStr |
Особенности создания средств отвода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит |
| title_full_unstemmed |
Особенности создания средств отвода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит |
| title_sort |
особенности создания средств отвода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит |
| publisher |
Інститут технічної механіки НАН України і НКА України |
| publishDate |
2019 |
| url |
http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/174036 |
| citation_txt |
Особенности создания средств отвода космических аппаратов с околоземных рабочих орбит / Э.А. Лапханов // Технічна механіка. — 2019. — № 2. — С. 16-29. — Бібліогр.: 80 назв. — рос. |
| series |
Технічна механіка |
| work_keys_str_mv |
AT laphanovéa osobennostisozdaniâsredstvotvodakosmičeskihapparatovsokolozemnyhrabočihorbit |
| first_indexed |
2025-07-15T10:54:38Z |
| last_indexed |
2025-07-15T10:54:38Z |
| _version_ |
1837710053252005888 |
| fulltext |
16
УДК 629.78
Е. О. ЛАПХАНОВ
ОСОБЛИВОСТІ СТВОРЕННЯ ЗАСОБІВ ВІДВЕДЕННЯ КОСМІЧНИХ
АПАРАТІВ З НАВКОЛОЗЕМНИХ РОБОЧИХ ОРБІТ
Інститут технічної механіки
Національної академії наук України і Державного космічного агентства України
вул. Лешко-Попеля 15, 49005, Дніпро, Україна; e-mail: Ernando@i.ua
Пошук оптимальних рішень при розробці та створенні засобів відведення космічних апаратів з на-
вколоземних робочих орбіт є ключовим завданням в рамках вирішення глобальної проблеми засмічення
навколоземного космічного простору. З огляду на тенденції зростання кількості об'єктів космічного сміття
(КС) на навколоземних орбітах, Міжагентським координаційним комітетом з космічного сміття щорічно
приймається ряд заходів, спрямованих на пошук технічних рішень для створення ефективних засобів
відведення об'єктів КС з робочих орбіт (РО). Метою статті є аналіз особливостей розробки оптимальних
засобів відведення космічних апаратів з навколоземних РО. Основними критеріями ефективності при
розробці оптимальних методів і засобів відведення об’єктів КС з РО є: мінімізація часу відведення
об’єктів КС з РО, підвищення надійності засобів відведення об’єктів КС, мінімізація витрат палива і бор-
тової енергії на операції відведення об’єктів КС.
З урахуванням перерахованих критеріїв оптимізації в роботі проведено комплексний аналіз існую-
чих методів і засобів відведення об’єктів КС з РО у діапазоні низьких навколоземних орбіт (НОО) і пока-
зано їх переваги та недоліки при можливому застосуванні. Сформульовано основні задачі місій з очищен-
ня навколоземного простору від об'єктів КС. Проведено обґрунтування задачі очищення навколоземного
простору від об'єктів КС, що з’явилася в рамках нової концепції переробки об'єктів КС на орбіті за допо-
могою космічних апаратів і платформ орбітального сервісу. Запропоновано багатокритеріальну комплекс-
ну порівняльну характеристику найбільш відомих концепцій з розробки та створення засобів відведення
об'єктів КС з НОО. Розглянуто особливості створення комбінованих засобів відведення об'єктів КС, що
базуються на кількох існуючих методах активного і пасивного відведення об'єктів КС з НОО. Головною
метою створення таких комбінованих гібридних засобів відведення об'єктів КС з НОО є пошук технічних
рішень, що максимально задовольняють перерахованим критеріям ефективності.
Виходячи з комплексного аналізу наявних засобів відведення об'єктів КС з НОО та особливостей
створення гібридних засобів відведення об'єктів КС обґрунтовано доцільність подальших досліджень у
даному напрямку.
Поиск оптимальных решений при разработке и создании средств увода космических аппаратов с
околоземных рабочих орбит является ключевой задачей в рамках решения глобальной проблемы засоре-
ния околоземного космического пространства. Учитывая тенденции роста количества объектов космиче-
ского мусора (КМ) на околоземных орбитах, Межагентским координационным комитетом по космиче-
скому мусору ежегодно принимается ряд мер, направленных на поиск технических решений для создания
эффективных средств увода объектов КМ с рабочих орбит (РО). Целью статьи является анализ особенно-
стей разработки оптимальных средств увода космических аппаратов с околоземных РО. Основными кри-
териями эффективности при разработке оптимальных методов и средств увода объектов КМ с РО являют-
ся: минимизация времени увода объектов КМ с РО, повышение надежности средств увода объектов КМ,
минимизация затрат топлива и бортовой энергии на операции увода объектов КМ.
С учетом перечисленных критериев оптимизации в работе проведен комплексный анализ сущест-
вующих методов и средств увода объектов КМ с РО диапазона низких околоземных орбит (НОО) и пока-
заны их преимущества и недостатки при возможном применении. Сформулированы основные задачи
миссий по очистке околоземного пространства от объектов КМ. Проведено обоснование задачи очистки
околоземного пространства от объектов КМ, которая возникла в рамках развивающейся новой концепции
переработки объектов КМ на орбите с помощью космических аппаратов и платформ орбитального серви-
са. Предложена многокритериальная комплексная сравнительная характеристика наиболее известных
концепций по разработке и созданию средств увода объектов КМ с НОО. Рассмотрены особенности соз-
дания комбинированных средств увода объектов КМ, которые базируются на нескольких существующих
методах активного и пассивного увода объектов КМ с НОО. Основной целью создания таких комбиниро-
ванных гибридных средств увода объектов КМ с НОО является поиск технических решений, которые
максимально удовлетворяют перечисленным критериям эффективности.
Исходя из комплексного анализа имеющихся средств увода объектов КМ с НОО и особенностей
создания гибридных средств увода объектов КМ обоснована целесообразность дальнейших исследований
данного направления.
A search for optimal solutions in the development and making of means for spacecraft removal from near-
Earth operational orbits is the key problem in the solution of the global problem of space debris in near-Earth
space. Taking into account the trend to the build-up of space debris in near-Earth orbits, the Inter-Agency Space
Debris Coordination Committee every year takes a number of measures aimed at searching for the most advanta-
geous engineering solutions on the development of efficient means for space debris removal from operational
Е. О. Лапханов, 2019
Техн. механіка. – 2019. – № 2.
17
orbits. This paper analyzes the features of the development of optimal means for spacecraft removal from near-
Earth operational orbits. The main efficiency criteria in the development of optimal methods and means for
spacecraft deorbit are as follows: minimizing the space debris deorbit time, increasing the reliability of space
debris deorbit means, and minimizing the propellant and power consumption for space debris removal.
Taking into account the above optimization criteria, the paper presents a comprehensive analysis of existing
methods and means for space debris removal from low-Earth orbits and shows their anticipated advantages and
drawbacks. Three basic tasks of missions aimed at space debris removal from near-Earth space are identified. A
fourth task of space debris removal from near-Earth space, which has resulted from the evolving new concept of
in-orbit space debris processing with the use of in-orbit service spacecraft and platforms, is identified and sub-
stantiated too. A multicriteria comprehensive comparative analysis of the best known concepts of the development
and making of means for space debris removal from near-Earth orbits is presented. The features of the develop-
ment of combined space debris deorbit means based on several existing methods for active and passive space
debris removal from low-Earth orbits are considered. The principal aim of the development of combined hybrid
space debris deorbit means of this type is a search for engineering solutions that would meet the above-mentioned
efficiency criteria as closely as possible.
The comprehensive multicriteria analysis of the currently available means for space debris removal from
low-Earth orbits and the features of the development of hybrid space debris deorbit means demonstrates the ad-
visability of further studies along this line.
Ключові слова: засоби відведення об’єктів космічного сміття, навколо-
земна робоча орбіта, критерії оптимізації.
Вступ. Стрімкий розвиток космічних технологій і активне використання
навколоземного простору за останні піввіку призвели до величезного нако-
пичення об’єктів техногенного походження на навколоземних орбітах. Однак
слід зазначити, що далеко не всі із цих космічних об’єктів (КО) техногенного
походження на сьогодні виконують свої корисні функції і таким чином утво-
рюють так зване космічне сміття (КС) [1, 2]. Основними джерелами утворен-
ня КС, як правило, є верхні ступені ракет-носіїв, космічні апарати (КА) по
завершенні терміну активної експлуатації або у разі передчасного виходу з
ладу. Також джерелами КС є обломки, які утворенні в результаті зіткнення
КО (приклад: зіткнення штучних супутників Землі «Космос-2251» і «Iridium
33» в 2009 році) або вибуху одного КО (високоенергетичний вибух штучного
супутника Землі «Nimbus-6» 1 травня 1991 року). В свою чергу американсь-
ким вченим астрофізиком Робертом Кеслером було виявлено можливі нас-
лідки швидкого збільшення фрагментів КС на орбітах в результаті зіткнення
двох об’єктів КС. Цей ефект показує можливість лавиноподібного збільшен-
ня фрагментів КС, що є результатом «цепної реакції» зіткнень, внаслідок чо-
го деякі орбіти можуть бути непригідними для використання [3]. Динаміка
зростання каталогізованих об’єктів КС і їх фрагментів, котра щоквартально
публікується в аналітичних звітах Національного управління з аеронавтики і
досліджень космічного простору (НАСА), показує, що на травень 2019 року
на навколоземних орбітах каталогізовано 14432 об’єктів КС [4]. Відомо, що
найбільша концентрація КС спостерігається на низьких, близьких до круго-
вих, навколоземних орбітах, висотою до 2000 км, а також на геосинхронних
високих еліптичних орбітах зв’язку в межах 20000 км в діапазоні нахилень
50°..60° [5].
Враховуючи небезпеку засмічення навколоземного простору КС, Міжа-
гентським координаційним комітетом по космічному сміттю (МККС), НАСА
та іншими провідними космічними агентствами було вироблено рекомендації
про обмеження терміну існування об’єктів КС на низьких навколоземних ор-
бітах (ННО) не більш, ніж 25 років [6]. Слід звернути увагу, що документ [6]
було прийнято в 2004 році задовго до масового застосування КА класу мікро,
нано і піко. Незважаючи на те, що концепцію «кубсат» було розроблено
Р. Твіггсом ще в 1999 році [7], до масового використання даних супутників
18
підійшли лише сім років по тому. Так, завдяки мініатюризації супутників і їх
відносно низькій вартості, навіть середньо розвинені країни отримали мож-
ливість запускати свої КА та угрупування КА. Враховуючи стрімке збіль-
шення кількості членів так званого «космічного клубу» та розвиток приват-
них космічних корпорацій, як SpaceX, кількість запущених на орбіту КА зро-
стає з кожним роком, а звідси прискорюється зростання кількості об’єктів
КС. У зв'язку з цим, допустимий термін існування об'єктів КС на ННО, що
представлено в [6], найближчим часом може бути зменшено.
Сучасні тенденції зростання кількості об'єктів КС дають поштовх до змі-
ни вимог до технологій відведення КС з навколоземних робочих орбіт (РО).
Основним напрямком досліджень стає пошук найбільш оптимальних техніч-
них рішень при розробці та виробництві засобів відведення об'єктів КС з на-
вколоземних РО. Можна виділити кілька основних критеріїв оптимізації при
використанні методів і засобів очищення навколоземного простору. До даних
критеріїв належать: мінімізація часу відведення об'єктів КС з РО, підвищення
надійності цих засобів, а також мінімізація витрат палива і бортової енергії
на операції очищення навколоземного простору від об’єктів КС.
Постанова задачі. Поточному рівню розробки засобів відведення об'єк-
тів КС присвячено достатньо публікацій, в яких досить повно проведено ана-
ліз стану проблеми [8 – 12]. Однак, комплексної порівняльної характеристи-
ки всіх класів систем з урахуванням оцінки їх критеріїв ефективності і опти-
мального застосування до сьогодні проведено не було. Також не було розро-
блено рекомендацій до вибору класу систем відведення об’єктів КС для різ-
них місій очищення навколоземного простору з урахуванням характеристик
КС і ступеню засміченості певних кластерів навколоземних орбіт.
Метою даної роботи є аналіз особливостей розробки і застосування за-
собів відведення об’єктів КС з ННО з урахуванням вищезазначених головних
критеріїв ефективності і підходів до їх проектування. Для цих цілей необхід-
но провести комплексний аналіз існуючих активних і пасивних засобів відве-
дення об'єктів КС з ННО, а також особливостей розробки гібридних засобів
відведення об'єктів КС з ННО, що базуються на кількох відомих існуючих
методах відведення об'єктів КС з ННО.
На сьогодні можна виділити три основні задачі для місій очищення
навколоземного простору від об'єктів КС:
– кероване відведення великогабаритних об'єктів КС, що не згорають в
щільних шарах атмосфери, із забезпеченням можливості визначення точного
місця їх падіння на незаселені або слабо заселенні райони Землі [13];
– некероване відведення об'єктів КС з ННО за допомогою пасивних систем
відведення з подальшим спалюванням їх в щільних шарах атмосфери [14 – 16];
– переведення об'єктів КС на орбіти поховання (як правило використову-
ється для об’єктів КС, що знаходяться на геосинхронних високих еліптичних
орбітах зв'язку) [17].
Однак, із розвитком нової концепції видалення об'єктів КС з РО з метою
їх подальшої переробки на орбіті при використанні космічних апаратів і пла-
тформ орбітального сервісу [18, 19], виникає нова задача переведення і
транспортування об'єктів КС до відповідних орбіт зберігання.
З урахуванням перерахованих задач очищення навколоземного простору
від об'єктів КС в статті проведено комплексний аналіз методів і засобів від-
ведення об'єктів КС з ННО.
19
Активні засоби відведення об'єктів КС. Активні засоби відведення
об'єктів КС передбачають використання космічних апаратів-сміттярів (КАС)
або оснащення спеціальними двигунними системами КА для їх відведення
після закінчення терміну активної експлуатації [20]. На сьогодні, при вико-
ристанні КАС, активні засоби розподіляються на дві групи:
– безконтактні засоби відведення об'єктів КС, що засновані на дистан-
ційному силовому впливі на об'єкт КС з відсутністю безпосереднього механі-
чного зв'язку;
– контактні засоби відведення об'єктів КС, що використовують механі-
чний контакт КАС з об'єктом КС.
Без застосування КАС активні засоби відведення використовують додат-
ковий ресурс двигунних систем КА після закінчення терміну активної екс-
плуатації. Так, для вирішення даної задачі можуть застосовуватися різні типи
двигунних систем, таких як рідинні (РРД), твердопаливні (ТРД) і електрореа-
ктивні (ЕРД) ракетні двигуни [21 – 23]. Принцип дії даних систем полягає у
формуванні імпульсу гальмування, вектор якого спрямований у протилежний
бік до головного вектору руху КА. В такому випадку, кількість руху КА за
виток зменшується і КА починає зниження до певної висоти орбіти, де його
термін існування задовольняє вимогам [6]. Відзначимо, що при використанні
двигунних активних засобів відведення об'єктів КС сам процес відведення з
орбіти проводиться за досить короткий проміжок часу, однак для цього пот-
рібна значна кількість палива для формування імпульсу гальмування і борто-
вої енергії для надання необхідної орієнтації. Забезпечення надійності основ-
них систем КА, функціонування котрих необхідно для реалізації даного спо-
собу відведення, після закінчення терміну активної експлуатації також ви-
кликає додаткові труднощі. Так, при проектуванні такого класу засобів від-
ведення необхідно враховувати резервування основних систем КА, що приз-
водить до додаткових витрат. Виходячи з цього можна зробити висновок, що
перевагами застосування активних двигунних систем відведення є можли-
вість вибору досить великого діапазону часу відведення об'єктів КС. Так,
при наявності об’єкта КС, що створює небезпеку для функціонуючих КА на
орбіті із великою щільністю КА, за допомогою двигунних систем його можна
швидко відвести за досить короткий період часу. Таким чином, активними
двигунними системами відведення доцільно оснащувати КА, які будуть фун-
кціонувати на орбітах з критичним рівнем засміченості.
У свою чергу активні засоби, що
передбачають використання КАС,
мають набагато більший діапазон
ефективного застосування. Так, за-
стосування контактних засобів відве-
дення [24 – 34] може дозволити ви-
рішувати дві основні задачі очищен-
ня навколоземного простору від об'є-
ктів КС: переведення об'єктів КС на
орбіти поховання та транспортування
до відповідних переробних комплек-
сів в рамках концепції [18, 19]. Од-
нак, як показано в [12], при викорис-
танні захоплення з жорстким зв'яз-
Рис. 1 – Приклад захоплення орбітальної
ступені двома маніпуляторами
20
ком, типу механічних маніпуляторів (рис. 1), виникають значні труднощі при
застосуванні цього принципу для об’єктів КС, що обертаються.
Враховуючи ці труднощі, було
розроблено спосіб захоплення з ви-
користанням гнучкого зв'язку, що
використовує спеціальні захоплю-
ючі сітки (рис. 2) [32] і гарпунні
системи з тросовими буксирами
[35, 36].
Цей клас активних контактних
систем з гнучким зв'язком раціона-
льно використовувати для завдань
транспортування об'єктів КС [18,
19] або завдань переведення на ор-
біти поховання. Однак, викорис-
тання буксирів з тросовими зв'язками також має складності у разі подальшої
практичної реалізації [12]. Так, при транспортуванні КАС об'єкта КС за до-
помогою тросового з'єднання необхідною умовою є забезпечення сталого
руху зв'язки після включення двигуна КАС. Крім того, ввімкнення і робота
двигуна КАС можуть призвести до виникнення поздовжніх коливань тросо-
вої системи та збуджувати кутовий рух об'єкта КС, тому що точка закріплен-
ня троса може не збігатися з центром мас об'єкта КС. Останнє може привести
до заплутування самого тросу. Імпульсний вплив на тросову систему при
включенні двигуна КАС також може привести до небезпечного зближення
КАС з об'єктом КС і подальшому їх зіткненню [37].
Таким чином, складності керування і стабілізації активних контактних
засобів відведення та недостатньо повне науково-теоретичне обґрунтування
можливості масового використання даного класу систем створюють трудно-
щі оцінки їх ефективності. Разом з тим, даний клас систем є технологічно
досить пристосованим для вирішення задач концепції [18, 19], однак вимагає
істотних доопрацювань для подальшої
практичної реалізації.
Слід зазначити, що безконтактні ак-
тивні засоби відведення також широко
обговорюються серед вчених аерокос-
мічної науки. Найбільш відомим прик-
ладом систем активного безконтактного
відведення об'єктів КС з ННО є активна
система космічного «пастуха з іонним
променем», що досліджувалася у проек-
ті LEOSWEEP (рис. 3) [11, 38 – 44].
Концепція «пастуха з іонним променем» базується на використанні пото-
ку іонів в якості засобу, що передає силовий імпульс від КАС до об'єкта КС
[11, 43]. Відповідно до проведених досліджень [11], сила, що передається
іонним променем від КАС до верхніх ступенів ракет-носіїв «Циклон 3» і
«Циклон 4», становить близько кількох мН, що можна порівняти з тягою ко-
смічних мікрореактивних двигунів. В [41] за допомогою комп'ютерного мо-
делювання розраховано, що швидкість відведення об'єктів КС з діапазонів
ННО висотою 600 – 700 км складає близько 1 км на добу, і з урахуванням
Рис. 2 – Приклад використання сітки для
захоплення об'єкта космічного сміття [32]
Рис. 3 – Концепція «пастуха з іонним
променем» LEOSweep
21
зниження об'єкта КС збільшується. З урахуванням цих характеристик [41],
час переведення з висоти 640 км на висоту 340 км об'єкта КС масою 1575 кг
склав близько півроку. Також було показано [11, 40, 41], що протягом періо-
ду відведення об'єктів КС є можливість підтримки робастності керування по-
ложенням КАС відносно об'єкта КС і підтримки допустимої точності наве-
дення іонного променя на об'єкт КС. Так, переваги відведення об'єктів КС
[11] за допомогою космічного «пастуха з іонним променем» можна підкрес-
лити в наступних пунктах:
– мінімальна витрата робочої речовини на відведення (23 кг ксенону з
висоти 1000 км до висоти 500 км на близьких до кругових орбітах);
– відносно невелика маса КАС, яка становить 10 % маси об'єкта КС (про-
те, варто підкреслити, що дана умова справедлива лише для об'єктів КС ма-
сою понад 1,5 т);
– відсутність прямого контакту з об'єктом КС;
– можливість багаторазового використання.
З огляду на перелічені переваги концепції «пастуха з іонним променем»,
можна зробити висновок, що вона має досить високі показники за всіма
трьома критеріями ефективності [11]. Також використання «пастуха з іон-
ним променем» відноситься до досить швидких методів відведення об'єктів
КС з ННО, що має високу надійність і мінімальні показники витрат палива.
При подальшій практичній реалізації «пастуха з іонним променем» буде най-
більш доцільно застосовувати на орбітах з критичним рівнем засмічення для
об'єктів КС, які вже знаходяться на орбіті і не обладнані системами відведен-
ня на борту (ступені ракет-носіїв, великі фрагменти КС та інше).
Пасивні засоби відведення об'єктів КС. До основних видів пасивних
засобів відведення відносяться аеродинамічні системи, електромагнітні сис-
теми, системи з використанням постійних магнітів і сонячні вітрильні систе-
ми. На відміну від активних, дані засоби не вимагають витрат палива і прак-
тично не потребують витрат бортової електроенергії (за винятком електрома-
гнітних котушок) на виконання задач відведення. Також пасивні системи від-
ведення не мають потреби в керуванні орієнтацією і стабілізацією.
Аеродинамічні системи відведення (АСВ) на сьогоднішній день мають
найбільш повне науково-теоретичне обґрунтування [14, 15, 45 – 59] для по-
дальшого масового застосування, що підтверджено практичними випробу-
ваннями [57 – 59] у відкритому космосі. Застосування АСВ є доцільним на
висотах до 800 км, де об'єкт КС можна загальмувати за допомогою сили ат-
мосферного опору і відвести з орбіти в установлений термін [6]. Принцип дії
АСВ базується на збільшенні площі міделя об'єкта КС, що відводиться, вна-
слідок чого збільшується сила аеродинамічного гальмування. У свою чергу,
за конструктивним принципом АСВ поділяються на надувні, вітрильні та
трансформовані.
Головними недоліками надувних АСВ є ймовірність пробиття оболонки
фрагментами КС, вплив атомарного кисню і можливість електричного стати-
чного пробою у разі нерівномірного скупчення поверхневих зарядів. При
усунені перерахованих вище недоліків в [14, 15] було запропоновано концеп-
цію використання багатомодульних надувних АСВ. В цьому випадку значно
підвищується надійність надувної АСВ, тому що при виході з ладу допусти-
мого числа надувних модулів система зберігає свою працездатність.
22
Що стосується АСВ парусного типу, то їх надійність порівняна з надійні-
стю багатомодульних надувних АСВ, тому що пошкодження вітрила дрібним
фрагментом КС не веде до виходу з ладу всієї системи. Однак, найбільш ефе-
ктивними вважаються трансформовані АСВ [15], тому що не вимагають сис-
теми зберігання і наддуву.
Концепція трансформованих АСВ базується на трансформації самого
КА, тобто розгортанні власних частин з метою збільшення перетину міделя.
Концепцію трансформації елементів КА, що відводиться, найбільш доцільно
застосовувати для відведення КА класу мікро, нано і піко, де установка наду-
вних або вітрильних АСВ неможлива або проблематична через брак необхід-
ного місця для системи зберігання і розгортання.
Основною перевагою АСВ є те, що вони мають відносно невелику масу
(до 5 % від маси об'єкта КС, що відводиться) і не вимагають для свого функ-
ціонування бортової енергії і палива. Однак АСВ є повільними засобами від-
ведення для середніх об'єктів КС, тому що термін об'єкта КС, що відводиться
з висот більше 700 км, складає більше 10 років. Відведення наносупутників
класу «кубсат» за допомогою трансформованих АСВ з висот до 600 км скла-
дає всього кілька місяців, що є найбільш ефективним засобом відведення для
КА даного класу.
Серед електромагнітних систем відведення можна виділити два основні
підтипи: електродинамічні тросові системи (ЕДКТС) [60 – 64] і електромаг-
нітні пристрої (котушки, надпровідні контури) [65]. Концепція ЕДКТС за-
снована на законі електромагнітної індукції (ЕМІ) та взаємодії між власним
електромагнітним полем тросу і зарядженими частинками потоку іоносфер-
ної плазми, що набігає. Після розгортання ЕДКТС і стабілізації її за допомо-
гою додаткового контролера електричний струм індукується у тросі.
Згідно з ЕМІ навколо цього троса генерується власне індуковане елект-
ромагнітне поле, за допомогою якого ЕДКТС починає взаємодіяти з потоком
заряджених частинок іоносферної плазми і магнітним полем Землі. Сила
опору (гальмування) є ефектом передачі імпульсу від потоку заряджених час-
тинок іоносферної плазми до генерованого магнітного поля ЕДКТС. Так, при
попаданні у власне магнітне поле ЕДКТС на заряджені частинки починає дія-
ти сила Лоренца, внаслідок чого частинки починають змінювати свої траєк-
торії і передавати частину кінетичної енергії системі ЕДКТС.
Згідно з проведеними теоретичними розрахунками [60 – 64] ЕДКТС є
найшвидшими серед усіх наявних засобів відведення об'єктів КС і не вима-
гають витрат бортовий енергії (табл. 1).
Однак, практична реалізація концепції ЕДКТС має деякі труднощі, пов'язані зі
стабілізацією відносного положення тросу і його сплутуванням. Занадто велика
довжина ЕДКТС створює труднощі при підтримці постійного натягу після розгор-
тання. Таким чином, дана система на сьогоднішній день не отримала масового за-
стосування. Але слід зазначити, що в разі доопрацювання і ліквідації перерахова-
них недоліків ЕДКТС може стати однією з найефективніших систем відведення
об'єктів КС, тому що має дуже високі показники за двома критеріями ефективності:
найбільш мінімальний розрахунковий час відведення об'єктів КС та відсутність
витрат палива і бортової енергії.
23
Таблиця 1
Угрупування Висота (км) Нахилення
(градуси)
Час відве-
дення без
ЕДКТС
Середня
швидкість
відведення
(км/день)
Час відве-
дення з
ЕДКТС
Orbocomm 1 775 45 100 років 44 11 днів
Orbocomm 2 775 70 100 років 11,6 41 днів
LEO One
USA 950 50 600 років 32 18 днів
GlobalStar 1390 52 9000 років 22,3 37 днів
Skybridge 1475 55 11000 років 18,5 46 днів
FaiSat 1000 66 800 років 13,5 45 днів
Iridium 780 86,4 100 років 2,1 7,5 місяців
M-Star 1350 47 7000 років 27 28 днів
Celestri 1400 48 9000 років 26 32 днів
Teledesic 1350 ~85 7000 років 1,7 17 місяців
Електромагнітні пристрої за своїм принципом дії схожі з ЕДКТС, але на відмі-
ну від ЕДКТС вимагають постійного джерела живлення на борту КА, що відво-
диться. Так в [65] було показано, що час відведення КА класу «кубсат» з висоти 800
км за допомогою електромагнітного пристрою склав близько 25 років. Підтримува-
ти джерело живлення в працездатному стані протягом такого тривалого періоду
часу досить складно. Також, електромагнітні пристрої, як і АСВ, є повільними за-
собами відведення, і з урахуванням наведеного вище недоліку вони є неефектив-
ними, оскільки не мають переваг за жодним критерієм ефективності.
Системи відведення з використанням постійних магнітів (СВПМ) є вер-
сією електромагнітних пристроїв, де замість електромагнітів запропоновано
постійні магніти (ПМ) [16, 69 – 71]. Така заміна дозволяє усунути недолік,
пов'язаний з постійним використанням бортовий енергії для живлення елект-
ромагніту. Експериментальне обґрунтування даної концепції наведено в ро-
ботах [66 – 69], де було доведено існування сил, що виникають при взаємодії
ПМ з потоком іоносферної плазми. У свою чергу, в роботах [16, 70, 71] було
запропоновано конструктивну схему СВПМ і проведено комп'ютерне моде-
лювання для отримання оцінки тривалості відведення КА з різних орбіт.
Отримані результати в [16] показали, що межею ефективного застосування
СВПМ для малих і середніх об'єктів КС є висота 900 км, що на 100 км більше,
ніж у АСВ. При цьому маса самої СВПМ становить 3 % від маси об'єкта КС, що
відводиться. Швидкість відведення об'єктів КС при використанні СВПМ порів-
нянна зі швидкістю зниження об’єкта КС, при використанні АСВ, з чого можна
зробити висновок, що даний клас систем відноситься до повільних засобів очи-
щення ННО від об’єктів КС. Переваги використання СВПМ ідентичні перевагам
використання АСВ. Однак СВПМ має перевагу перед АСВ, тому що не піддаєть-
ся впливу атомарного кисню, має більшу межу ефективного застосування і мен-
шу масу, а також має меншу ймовірність зіткнення з фрагментами КС. Але слід
зазначити, що в [70] було показано неможливість застосування СВПМ для відве-
дення КА класу нано, піко і менше, в той час як трансформовані АСВ відмінно
виконують це завдання. Таким чином, порівнюючи СВПМ і АСВ, можна зро-
24
бити висновок, що дані два класи пасивних засобів відведення мають одна-
кові переваги, за винятком деяких відмінностей.
Принцип дії сонячного вітрила по своїй суті нагадує принцип дії АСВ,
але замість взаємодії із атмосферним потоком, що набігає, використовується
ефект гальмування, обумовлений впливом сонячного тиску [72 – 76]. Засто-
сування сонячного вітрила ефективно на висотах вище 800 км, де сила соня-
чного тиску більше сили аеродинамічного опору. Можливість застосування
даного класу засобів відведення також, як і у АСВ, підтверджено експериме-
нтально. Одним з успішних експериментів є розгортання сонячного вітрила
площею 200 2м у [74, 75] рамках місії Ikaros.
Відведення об'єктів КС за допомогою сонячного вітрила, як правило, не
застосовується, тому що дана концепція розвивалася з метою вирішення за-
дачі розробки безпаливних двигунних систем для керування КА на високих
еліптичних орбітах і в міжпланетному просторі. Однак сонячне вітрило може
суттєво розширити межі ефективного застосування АСВ при розробці систе-
ми гібридного типу.
Порівняльна характеристика засобів відведення об'єктів КС. Вихо-
дячи із вищепроведеного комплексного аналізу кожного засобу відведення
об'єктів КС, складемо порівняльну характеристику відомих засобів відведен-
ня об’єктів КС з урахуванням основних критеріїв оптимізації (табл. 2).
Таблиця 2
Засоби відведен-
ня об’єктів КС
Швидкодія
(швидкість
відведення)
Надійність
Низькі
витрати
палива
Низькі
витрати
бортової
енергії
Експеримент
підтвердження
можл. застос. в
космосі
Активні двигунні + + – – КЕ
Активні контакт-
ні + – – – –
LEOSWEEP + + + – ЗЕ
АСВ – + + + КЕ+ЗЕ
ЕДКТС + – + + КЕ
СВПМ – + + + ЗЕ
Сонячні вітрила
(застосовуються
в комбінації з
АСВ)
– + + + КЕ+ЗЕ
Знаком «+» позначено наявність переваги за цим критерієм ефективності,
а знаком «–» – її відсутність, символом КЕ позначено наявність проведення
космічних експериментів, а символом ЗЕ – проведення наземних експериме-
нтів в лабораторних умовах. Так, найвищі показники мають системи
LEOSWEEP, АСВ в комбінації з сонячним вітрилом, ЕДКТС і СВПМ. Однак
можна зробити висновок, що жодний із перерахованих вище засобів відве-
дення об'єктів не є універсальним для застосування в усіх місіях. Таким чи-
ном, виникає задача пошуку оптимальних технічних рішень з метою розши-
рення меж застосування кожної системи відведення шляхом створення гібри-
дних засобів відведення об'єктів КС, при використанні переваг кожної систе-
ми очищення навколоземного простору від об’єктів КС.
25
Особливості розробки гібридних засобів відведення (ГЗВ) об'єктів
КС. Прикладом розробки ГЗВ об'єктів КС є система, що використовує елект-
ромагнітну систему орієнтації аеродинамічного вітрила за потоком (Attitude
Control and Aerodynamic Drag Sail ACADS) [77]. Вітрильну систему ACADS
було розроблено в якості експериментального корисного навантаження проє-
кту KnightSat II дослідною лабораторією Nanosatellite Program Force (UNP).
Ця система дозволяє значно збільшити площу міделя при використанні ком-
пактної і легкої системи зберігання, а також унікального механізму згортання
і розгортання парусного елементу. Цю систему було протестовано з викорис-
танням вітрил розмірами 2 2 2м і 20 20 2м , що дозволяє використовувати
даний засіб відведення для об'єктів КС різного розміру. Рівномірне розгор-
тання ACADS (рис. 4) і використання магнітних котушок для орієнтації віт-
рила перпендикулярно потоку атмосфери, що набігає, забезпечує стабіліза-
цію при польоті і потенціал для майбутнього виконання місій відведення
об’єктів КС без використання палива. Так, згідно з розрахунками, викорис-
тання ACADS дозволило скоротити час існування KnightSat II на орбіті висо-
тою 580 км з 18,5 років до 3 місяців.
Рис. 4 – Система ACADS
Також в [72] показано, що орієнтація аеродинамічного елементу АСВ
перпендикулярно до потоку атмосфери, що набігає, дає виграш у часі відве-
дення на 40 %. Слід зазначити, що ACADS має недолік, тому що для викори-
стання електромагнітної системи орієнтації необхідною умовою є працездат-
ність всіх енергосистем КА і датчиків орієнтації, що після закінчення терміну
активної експлуатації проблематично. Однак в разі ефективного резервуван-
ня необхідних перелічених вище систем і створення оптимальної за витрата-
ми енергії системи керування орієнтацією даний напрямок є перспективним
для розвитку.
Іншим прикладом створення гібридних засобів відведення є використан-
ня космічного «пастуха з іонним променем» з аеродинамічним компенсато-
ром [78, 79]. У даних роботах розглядається можливість застосування аеро-
динамічного компенсатора для КАС технології LEOSWEEP з метою компен-
сації роботи ЕРД КАС. Заміна ЕРД аеродинамічним компенсатором може
значно зменшити витрати бортової енергії КАС, однак, як показано в [79],
маса і складність конструкції не дають очевидних переваг. У той же час, як-
що за одну місію КАС буде передбачено здійснити кілька відведень з орбіти
різних об'єктів КС, то використання аеродинамічного компенсатора може
26
бути виправданим. Таким чином, дана концепція вимагає доопрацювань і
більш повного обґрунтування.
Ще одним прикладом розробки гібридних засобів відведення об'єктів КС
є система, запропонована в [80], що базується на використанні гарпунних си-
стем з постійними магнітами. Технічне рішення об'єднує використання акти-
вних контактних систем і СВПМ. Так, запропоновано використання КАС з
гарпуном, на якому кріпиться постійний магніт. При зближенні КАС з об'єк-
том КС, вирівнювання траєкторій і прицілювання, відстрілюється гарпун з
постійним магнітом з КАС на об'єкт КС, після чого об'єкт КС починає відво-
диться за принципом дії СВПМ. Таким чином підвищуються показники ефе-
ктивності використання КАС з гарпунними системами за рахунок усунення
недоліків, зазначених при застосуванні гарпунних систем з тросовими зв'яз-
ками.
Перераховані ГЗУ є прикладами створення активно-пасивних систем від-
ведення, які дозволяють розширити межі ефективного застосування наявних
засобів відведення об'єктів КС з ННО.
Висновки. В результаті проведеного комплексного аналізу відомих за-
собів відведення об'єктів КС з ННО було складено порівняльну характерис-
тику основних систем відведення об'єктів КС з ННО, яка відображає перева-
ги даних систем за основними критеріями ефективності. Розглянуто концеп-
цію створення ГЗУ об'єктів КС, що дозволяє оптимізувати відомі системи
відведення об'єктів КС за більшою кількістю критеріїв. Розробка ГЗУ об'єктів
КС підвищує універсальність засобів відведення об'єктів КС для використан-
ня в місіях різного призначення. Таким чином, розробка ГЗУ об'єктів КС є
перспективним напрямком, що формує завдання для подальших досліджень.
1. Космический мусор. В 2 кн.. Кн. 1. Методы наблюдения и модели космического мусора. Под науч. ред.
докт. техн. наук, проф. Г. Г. Райкунова. М.:ФИЗМАТЛИТ, 2014. 245 с.
2. Космический мусор. В 2 кн.. Кн. 2. Предупреждение образования космического мусора. Под науч. ред.
докт. техн. наук, проф. Г. Г. Райкунова. М.:ФИЗМАТЛИТ, 2014. 188 с.
3. Donald J. Kessler1, Nicholas L. Johnson, J.-C. Liou2, Mark Matney. The Kessler Syndrome: Implications to
Future Space operations. 33-rd Annual AAS guidance and control conference. Breckenridge, Colorado. Febru-
ary 6 – 10, 2010. URL: http://citeseerx.ist.psu.edu/viewdoc/download?doi=10.1.1.394.6767&rep
=rep1&type=pdf (дата звернення 22.04.2019)
4. The Orbital Debris Quarterly News. NASA JSC Houston. 2018. Iss 4. Vol. 22. P. 10
5. Алпатов А. П., Гольдштейн Ю. М. Баллистический анализ распределения орбит космических аппаратов
различного функционального назначения. Техническая механика. 2017. №2. С. 33–40.
6. Lovell T.A., Tragesser S. Guidance for Relative Motion of Low Earth Orbit Spacecraft Based on Relative Orbit
Elements. AIAA Paper 2004-4988, presented at the AAS/AIAA Astrodynamics Specialist Conference, Provi-
dence, RI. 2004.
7. Храмов Д. А. Миниатюрные спутники стандарта «CubeSat». Космическая наука и технология. 2009. Т.
15. № 3. С. 20–31.
8. Палий А.С. Методы и средства увода космических аппаратов с рабочих орбит (состояние проблемы).
Техническая механика. 2012. №1. С. 94–102.
9. Алпатов А. П. Космический мусор: аспекты проблемы. Техническая механика. 2018. №1. С. 30–47.
10. Техногенное засорение околоземного космического пространства. Под ред. докт. техн. наук, проф.
А. П. Алпатова. Днепропетровск: Пороги, 2012. 378 с.
11. Алпатов А. П., Маслова А. И., Хорошилов С. В. Бесконтактное удаление космического мусора ионным
лучом. International Book Market Sevice Ltd, member of OmniScriptum Publishing Group, Beau Bassin.
2018. 331 c.
12. Пикалов Р. С., Юдинцев В. В. Обзор и выбор средств увода крупногабаритного космического мусора.
Труды МАИ. 2018. №100. URL: http://trudymai.ru/upload/iblock/239/Pikalov_YUdintsev_rus
.pdf?lang=ru&issue=100 (дата звернення 22.04.2019).
13. Головко М. Г., Безуглый В. А., Бондаренко С. Г., Рубаха Ю. А, Покровский Р. О. Технические аспекты
борьбы с космическим мусором. Екологія та ноосферологія. 2012. Т. 23, № 1–2. С. 110–120.
27
14. Палий А. С., Скорик А. Д. Анализ возможности использования аэродинамических систем для увода
модульных крупногабаритных космических объектов с низких околоземных орбит. Техническая меха-
ника. 2014. № 2. С. 43–51.
15. Алпатов А. П., Палий А. С., Скорик А. Д. Аэродинамические системы увода космических объектов.
Техническая механика. 2015. № 4. С. 126–138.
16. Lapkhanov E., Paliy A. Analysis of technologies for spacecraft removal from Low Earth Orbits using on-
board-produced electromagnetic and magnetic fields. Техническая механика. 2018. № 4. С. 21–29.
17. Сергеев В. Е, Бурдаев М. Н., Головко А .В. Способ удаления с геостационарной орбиты нефункциони-
рующего космического аппарата: пат, 2014115630/11, МПК7, B 64 G 1/00; 2559392 С1 заявл. 18.04.14 ;
опубл. 10.08.15.
18. Алпатов А. П., Горбулин В. П. Космические платформы для орбитальных промышленных комплексов:
проблемы и перспективы. Вісн. НАН України. 2013. № 12. С. 26–38.
19. Алпатов А. П. Информационные модели и технологии борьбы с антропогенным загрязнением ближне-
го космоса. Системные технологии. 2018. №3 (116). С. 3–14.
20. Christophe Bonnal, Jean-Marc Ruault, Marie-Christine Desjean. Active debris removal: Recent progress and
current trends. Acta Austronautica. 2013, Vol. 85. April – May. P. 51–60.
21. Афанасьев И. Rocsat 2 – Оперативный «землемер» с высоким разрешением для Тайваня. Новости кос-
монавтики. 2004. Т. 14, № 7. С. 26–29.
22. Dudeck M., Doveil F., Arcis N., Zurbach S. Plasma propulsion for geostationary satellites and interplanetary
spacecraft. Rom. Journ. Phys. Bucharest, 2011. Vol. 56. P. 3 – 14. URL: http://www.nipne.ro/rjp/
2011_56_Suppl/0003_ 0014.pdf (дата звернення 22.04.2019).
23. Alby F. SPOT-1 End of life disposal maneuvers. Advances in Space Research. 2004. № 35. P. 1335 – 1342.
24. Алпатов А. П., Белоножко П. А., Белоножко П. П., Григорьев С. В., Тарасов С. В., Фоков А. А. Моде-
лирование динамики космических манипуляторов на подвижном основании. Робототехника и техни-
ческая кибернетика. 2013. № 1. С. 61–65.
25. Shan M., Guo J., Gill E. Review and comparison of active space debris capturing and removal methods. Pro-
gress in Aerospace Sciences. 2015. vol. 80. P. 18–32.
26. Pelton J.N. New solutions for the space debris problem. Springer. 2015. 94 p.
27. Xin M., Pan H. Nonlinear optimal control of spacecraft approaching a tumbling target. Aerospace Science and
Technology. 2011. Vol. 15, No. 2. P. 79–89.
28. Yoshida K., Nakanishi H., Ueno H., Inaba N., Nishimaki T., Oda M. Dynamics, control and impedance
matching for robotic capture of a non-cooperative satellite. Advanced Robotics. 2004. Vol. 18. No. 2. P. 175–
198.
29. Han W., Huang Y., Chen X. Research of impact dynamic modeling of flexible probe-cone docking mechanism
based on Kane method. Archive of Applied Mechanics. 2015. Vol. 85. No. 2. P. 205–221.
30. Moody C.K., Probe A.B., Masher A., Woodbury T., Saman M., Davis J., Hurtado J.E. Laboratory Experi-
ments for Orbital Debris Removal. In: AAS Guidance, Navigation and Control Conference, Breckenridge, Col-
orado, USA. 5-10 February. 2016. P. 1–12.
31. Wormnes K., Le Letty, R., Summerer L., Schonenborg R., Dubois-Matra O., Luraschi E., Delaval J. ESA
technologies for space debris remediation. In: 6th European Conference on Space Debris, Darmstadt, Germany.
22 April, 2013. Vol. 1. P. 1–8.
32. Benvenuto R., Salvi S., Lavagna M. Dynamics analysis and GNC design of flexible systems for space debris
active removal. Acta Astronautica. 2015. Vol. 110. P. 247–265.
33. Трушляков В. И., Юдинцев В. В., Макаров Ю. Н., Шатров Я. Т. Способ очистки орбит от объектов
космического мусора: пат. 2018105002, МПК7, B64G 1/56, B64G 1/64; RU2676368(13)C1 заявл.
09.02.18; опубл. 28.12.18.
34. Goff J. A, Judson M. I., Hoyt W., Ryan F. P., Bolton W. G. Sticky boom non-cooperative capture device: пат.
13/312,984, МПК B25.9/00, B25. 5/02, B25. I5/06, B25. I5/00, B25, 18/00; US 2012.0076629A1 заявл.
06.12.11; опубл. 29.03.12.
35. Асланов В. С., Алексеев А. В., Ледков А. С. Определение параметров оснащенной гарпуном тросовой
системы для буксировки космического мусора. Труды МАИ. 2016. № 90. URL:
http://trudymai.ru/published.php?ID=74644
36. Dudziak R., Tuttle S., Barraclough S. Harpoon technology development for the active removal of space de-
bris. Advances in Space Research. 2015. Vol. 56. No. 3. P. 509–527.
37. Купреев С.А. Условия существования предельных циклов у динамической системы движения связан-
ных объектов на эллиптической орбите. Труды МАИ. 2016. № 88. URL: http://trudymai.ru/published.
php?ID=69696
38. Alpatov A., Cichocki F., Fokov A., Khoroshylov S., Merino M., Zakrzhevskii A. Determination of the force
trans- mitted by an ion thruster plasma plume to an orbital object. Acta Astronautica. 2016. No.119. С. 241–
251
39. Alpatov A. P., Fokov A. A., Khoroshylov S. V., Savchuk A. P. Error Analysis of Method for Calculation of
Non-Contact Impact on Space Debris from Ion Thruster. Mechanics. Materials Science & Engineering. 2016.
No. 5. Р. 64–76.
40. Хорошилов С. В. Синтез робастного регулятора системы управления "пастуха с ионным лучом". Тех-
ническая механика. 2017. № 1. С. 26–39.
41. Хорошилов С. В. Система керування відносним рухом космічного апарату для безконтактного вида-
лення космічного сміття. Наука та інновації. 2018. (14(4). С. 5–8.
28
42. Bombardelli C., Urrutxua H., Merino M., Ahedo E., Peláez J. Relative dynamics and control of an ion beam
shepherd satellite, Spacefl. Mech. 2012. Vol. 143. P. 2145–2158.
43. Bombardelli C., Pelaez J. Ion beam shepherd for asteroid deflection. Journal of Guidance, Control and Dy-
namics. 2011. Vol. 34, No.4. P. 1270–1272.
44. Маслова А. И., Пироженко А. В. Изменение орбиты под действием малого постоянного торможения.
Космічна наука і технологія. 2016. Т. 22. №6. С. 20–24.
45. Палій О. С., Алпатов А. П, Скорік О. Д. Спосіб усунення космічних об’єктів з навколоземних орбіт та
система для його здійснення: пат. 109318 Украина: МПК B 64 G 1/62, № 109318; а20131326; заявл.
14.11.13; опубл. 10.08.2015, Бюл. № 15. 11 с. 52.
46. Палій О. С., Алпатов А. П., Пилипенко О. В., Скорік О. Д. Спосіб зменшення терміну балістичного
існування космічних об’єктів на навколоземних орбітах і космічний апарат для його здійснення: пат.
113747 Украина: МПК B 64 G 1/62; а201407652; заявл. 07.07.2014; опубл. 10.03.2017, Бюл. № 5. 11 с.
47. Палій О. С., Алпатов А. П., Скорік О. Д., Авдєєв А. М., Баранов Є. Ю. Аеродинамічна система усунен-
ня космічних об’єктів з навколоземних орбіт: пат. 109194, МПК B 64 G 1/62; а201312759; заявл.
01.11.13; опубл. 27.07.2015, Бюл. № 14. 12 с.
48. Алпатов А. П., Палій О. С., Скорік О. Д. Розробка конструктивної схеми та вибір проектних пара-
метрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв. Наука та інно-
вації. 2017. Т. 13. № 4. С. 33–45.
49. Nock K. T. Balloon device for lowering space object orbits : пат. 10/394,477, МПК B64G1/62; №6830222;
заяв. 21.05.2003, опубл. 14.12.2004.
50. Fleeter R., DeBra D. B., Gloyer P., Wahl Z., Goldshtein D. Aerobraking orbit transfer vehicle: пат
09/925,207, МПК B64G1/22; №6550720; заявл. 09.08.2001, опубл. 22.04.2003.
51. Rasse B., Damilano P., Dupuy C. Satellite inflatable deorbiting equipment for LEO spacecrafts. Journal of
Space Safety Engineering. 2014. Vol. 1, No. 2. P. 75–83.
52. Roddy M., Huang Po-Hao A. Development of a solid-state inflation balloon for aerodynamic drag assisted
deorbit of CubeSats. The University of Arkansas, Fayetteville Arkansas, USA. URL: http://www.unisec-
global.org/ddc/pdf/1st/06_MorganRoddy_pre.pdf (дата звернення 22.04.2019).
53. Bernardi F., Vignali G. Sailing System for Cubesat Deorbiting. University of Rome, Italy. 2016. URL:
http://www.unisec-global.org/ddc/pdf/1st/01_FedericoSailing_abst.pdf (дата звернення 22.04.2019).
54. Andrews J., Watry K., Brown K. Nanosat deorbit and recovery system to enable new missions. 25th Annual
AIAA/USU Conference on Small Satellites. URL: https://digital comons.usu.edu/cgi/viewcontent.cgi? arti-
cle=1164&context=smallsat (дата звернення 22.04.2019).
55. Viquerat A., Schenk M., Sanders B., Lappas V. Inflatable rigidisable mast for end-of-life deorbiting system.
ESA. URL: http://www.markschenk.com/research/files/SSMET2014-InflateSail.pdf (дата звернення
22.04.2019).
56. Alhorn D. C., Casas J. P., Agasid E. F., Adams C. L., Laue G., Kitts C., O'Brien S. The Small Satellite That
Could!. Proceedings of the 25th Annual AIAA/USU Conference on Small Satellites. Logan, 2011. URL:
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20110015 650.pdf (дата звернення 22.04.2019).
57. Anderson J. L. NASA's Nanosail-D 'Sails' Home – Mission Complete. NASA.gov. URL:
https://www.nasa.gov/mission _pages/smallsats/11-148.html (дата звернення 22.04.2019).
58. Wolanski P. PW-SAT first polish satellite. S&T Subcommittee of COPUOS. 2012. URL:
http://www.oosa.unvienna.org/pdf/pres/stsc2012/tech-44E.pdf (дата звернення 22.04.2019).
59. Williams K. NASA’s Exo-Brake 'Parachute' to Enable Safe Return for Small Spacecraf. NASA.gov. 2017.
URL: https://www.nasa.gov/directorates/spacetech/small_spacecraft /feature/exo-brake_parachute (дата звер-
нення 22.04.2019).
60. Hoyt R., Forward R. Performance of the Terminator Tether for Autonomous Deorbit of LEO Spacecraft.
AIAA-99-2839 35-th Join Propulsion Conference & Exhibit. 20 – 24 June. Los Angeles. 1999. P. 1–10.
61. Hoyt R., Forward R. Application of the terminator tether™ electrodynamic drag technology to the deorbit of
constellation spacecraft. American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc. 1998. P. 1–19. URL:
http://www.tethers.com/papers/TTPaper.pdf (дата звернення 22.04.2019).
62. Carmen Pardini, Toshiya Hanada, Paula H. Krisko. Benefits and Risks of using electrodynamic tethers to
deorbit spacecraft. IAC-06-B6.2.10. URL: https://www.iadc-online.org/Documents/IADC-06-08.pdf (дата
звернення 22.04.2019).
63. Мищенко А. В. К определению длины троса экспериментальной электродинамической системы. Тех-
ническая механика. 2017. № 4. С. 55–63.
64. Мищенко А. В., Пироженко О. В. Малая экспериментальная электродинамическая космическая тросо-
вая система. Электрическая модель. Космічна наука і технологія. 2018. № 3. С. 3–10.
65. Kawashima R., Bak J., Matsuzawa S., Inamori T. Particle Simulation of Plasma Drag Force Generation in the
Magnetic Plasma Deorbit. Tokyo University. 2018.
URL: www.al.t.utokyo.ac.jp/members/junhwib/docs/2018Kawashima_JSR.pdf (дата звернення 22.04.2019).
66. Шувалов В. А., Кучугурный Ю. П. Экспериментальное обоснование концепции искусственной мини-
магнитосферы как средства управления движением космических аппаратов в ионосфере Земли. Косми-
ческая наука и технология. 2018. Т.24, №2. С. 43–46.
67. Shuvalov V. A., Gorev N. B., Tokmak N. A., Pis'menny N. I., Kochubei G. S. Control of the drag on a space-
craft in the earth’s ionosphere using the spacecraft’s magnetic field. Acta Astronautica. 2018. Vol. 151.
P. 717–725.
29
68. Shuvalov V. A., Tokman N.A., Pis'mennyi N.I., Kochubei G.S. Dynamic Interaction of a Magnetszed Body
with a Rarefied Plasma Flow. Journal of Applied Mechanics and Technical Physics. 2016. r.57. №1. P. 145–
152.
69. Шувалов В. О., Дегтяренко П. Г., Симанов В. Г., Хорольський П. Г., Лобода П. І. Спосіб орбітального
перельоту космічного об'єкта: пат. 125265 Україна, МПК B64G 1/00, B64G 1/10, B64G 1/24.u 2017
09603; заявл. 02.10.2017; опубл. 10.05.2018.
70. Лапханов Э. А., Палий А. С. Современные задачи связанные с созданием и уводом с орбиты группиро-
вок космических аппаратов класса нано и пико. Авиационно-космическая техника и технология. 2018,
№ 4 (148). С. 20–35.
71. Лапханов Э. А., Палий А. С. Анализ возможности применения двигательной установки с постоянным
магнитом для космических аппаратов на околоземной орбите. Системные технологии. Региональный
межвузовский сборник научных работ. Днепр, 2018. Выпуск 4 (117). С. 24–35.
72. Трофимов С. П. Увод малых космических аппаратов с верхнего сегмента низких орбит с помощью
паруса для увеличения силы светового давления. Препринты ИПМ им. М.В.Келдыша. 2015. № 32. 32 с.
URL: http://library.keldysh.ru/preprint.asp?id=2015-32 (дата звернення 22.04.2019).
73. Heaton A. F., Faller B. F., Katan C. K. NanoSail-D Orbital and Attitude Dynamics. Advances in Solar Sail-
ing, ed. by M. Macdonald. Springer-Verlag Berlin Heidelberg. 2014. P. 95–113.
74. Mori O., Sawada H., Funase R., Endo T., Morimoto M., Yamamoto T., Tsuda Y., Kawakatsu Y., Kawagu-
chi J. Development of first solar power sail demonstrator – Ikaros. JAXA Space Exploration Center. Japan.
URL: http://issfd.org/ISSFD_2009/AOCSI/Mori.pdf (дата звернення 22.04.2019).
75. Herbeck L., Sickinger C., Eiden M., Leipold M. Solar sail hardware developments. European Conference on
Spacecraft Structures: Materials and Mechanical Testing. Toulouse. 2002. P. 1–10.
76. Leipold M., Garner C. E., Freeland R., Hermann A., Noca M., Pagel G., Seboldt W., Sprague G., Uncken-
bold W. Odissee – a proposal for demonstration of a solar sail in earth orbit. Acta Astronautica. 1999. Vol. 45,
Iss. 4. P. 557–566.
77. Pfisterer M., Schillo K., Valle C.,. Lin K.-C, Ham C. The Development of a Propellantless Space Debris Miti-
gation Drag Sail for LEO Satellites. Space Mission Analysis and Design. 2011. URL:
http://www.iiis.org/Chan.pdf (дата звернення 22.04.2019).
78. Алпатов, А. П., Своробін Д. С., Скорик О. Д. Система безконтактного видалення об’єктів космічного
сміття з навколоземних орбіт з аеродинамічним компенсатором. Техническая механика. 2016. № 3.
С. 51–56
79. Своробин Д. С., Фоков А. А., Хорошилов С. В. Анализ целесообразности использования аэродинамиче-
ского компенсатора при бесконтактном удалении космического мусора. Авиационно-космическая тех-
ника и технология. 2018. №6. С. 4–11.
80. Заявка на патент України на винахід № а201801742, МПК B 64 G 1/62. Спосіб очищення навколозем-
ного простору від об'єктів космічного сміття шляхом відведення їх з орбіти за допомогою власного маг-
нітного поля [Текст] / Шувалов В. О., Палій О. С., Лапханов Е. О. № а201801742, заявл. 21.02.2018.
Отримано 24.04.2019,
в кінцевому варіанті 18.06.2019
|