Search

A method has been developed for the combined de-orbiting of large-size objects of space debris from low-Earth orbits using an electro-rocket propulsion system as an active de-orbiting means.A principal de-orbiting technique has been devised, which takes into consideration the patterns of using an electric rocket propulsion system in comparison with the sustainer rocket propulsion system.A procedure for determining the parameters of the de-orbiting scheme has been worked out, such as the minimum total speed and the time of the start of the de-orbiting process, which ensures its achievement. The proposed procedure takes into consideration the impact exerted on the process of the de-orbiting by the ballistic factor of the object, the height of the initial orbit, and the phase of solar activity at the time of the de-orbiting onset. The actual time constraints on battery discharge have been accounted for, as well as on battery charge duration, and active operation of the control system.The process of de-orbiting a large-size object of space debris has been simulated by using the combined method involving an electro-rocket propulsion system. The impact of the initial orbital altitude, ballistic coefficient, and the phase of solar activity on the energy costs of the de-orbiting process have been investigated. The dependences have been determined of the optimal values of a solar activity phase, in terms of energy costs, at the moment of the de-orbiting onset, and the total velocity, required to ensure the de-orbiting, on the altitude of the initial orbit and ballistic factor. These dependences are of practical interest in the tasks of designing the means of the combined de-orbiting involving an electric rocket propulsion system. The dependences of particular derivatives from the increment of a velocity pulse to the gain in the ballistic factor on the altitude of the initial orbit have been established. The use of these derivatives is also of practical interest to assess the, Разработан метод комбинированного увода крупногабаритных объектов космического мусора с низких околоземных орбит с использованием электроракетной двигательной установки в качестве активного средства увода.Разработана принципиальная схема увода, которая учитывает особенности использования электроракетной двигательной установки в сравнении с маршевой реактивной двигательной установкой.Разработана методика определения параметров схемы увода, таких как минимальная суммарная скорость и момент времени начала процесса увода, обеспечивающий её достижение. Предлагаемая методика учитывает влияние на процесс увода баллистического коэффициента объекта, высоты начальной орбиты и фазы солнечной активности в момент начала увода. Также учитываются действующие временные ограничения по разряду аккумуляторной батареи, простою на время зарядки аккумуляторной батареи и активной работе системы управления.Проведено имитационное моделирование процесса увода крупногабаритного объекта космического мусора комбинированным методом с использованием электроракетной двигательной установки. Исследовано влияние высоты начальной орбиты, баллистического коэффициента и фазы солнечной активности на энергетические затраты процесса увода. Определены зависимости оптимальных с точки зрения энергетических затрат значений фазы солнечной активности в момент начала увода и суммарной скорости, необходимой для обеспечения увода, от высоты начальной орбиты и баллистического коэффициента. Эти зависимости имеют практический интерес для задач проектирования средств комбинированного увода с использованием электроракетной двигательной установки. Получены зависимости частных производных приращения импульса скорости по приращению баллистического коэффициента от высоты начальной орбиты. Использование этих производных также представляет практический интерес для оценки эффекта от разворачивания аэродинамического парусного устройства, Розроблений метод комбінованого відводу великогабаритних об’єктів космічного сміття з низьких навколоземних орбіт з використанням електроракетної рушійної установки в якості активного засобу відводу.Розроблена принципова схема відводу, яка враховує особливості використання електроракетної рушійної установки.Розроблена методика визначення параметрів схеми відводу, таких як мінімальна сумарна швидкість і момент часу початку процесу відводу, що забезпечує її досягнення. Методика, що пропонується, враховує вплив на процес відводу балістичного коефіцієнта об’єкта, висоти початкової орбіти і фази сонячної активності в момент початку відводу. Також розглянуті діючі часові обмеження по розряду акумуляторної батареї, простою на час зарядки акумуляторної батареї й активній роботі системи керування.Проведене імітаційне моделювання процесу відводу великогабаритного об’єкту космічного сміття комбінованим методом з використанням електроракетної рушійної установки. Досліджений вплив висоти початкової орбіти, балістичного коефіцієнта і фази сонячної активності на енергетичні витрати процесу відводу. Визначені залежності оптимальних з точки зору енергетичних витрат значень фази сонячної активності в момент початку відводу і сумарної швидкості, необхідної для забезпечення відводу, від висоти початкової орбіти і балістичного коефіцієнта. Ці залежності мають практичний інтерес для задач проектування засобів комбінованого відводу з використанням електроракетної рушійної установки. Отримані залежності часткових похідних приросту швидкості по приросту балістичного коефіцієнта від висоти початкової орбіти. Використання цих похідних також має практичний інтерес для оцінки ефекту від розгортання аеродинамічного вітрильного пристрою