Устройство гравитационной стабилизации космического аппарата

Авторы патента:

B64G1/34 - с использованием градиента силы тяжести

Владельцы патента RU 2304069:

Войсковая часть 13991 (RU)

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам управления и угловой стабилизации космического аппарата. Предлагаемое устройство содержит основную упругую ленту, намотанную на барабан и трансформируемую при выдвижении в трубчатую штангу. При этом устройство снабжено дополнительной упругой трансформируемой лентой с шириной меньшей, чем у основной ленты, и намотанной на барабан с внутренней стороны основной ленты совместно с ней. На орбите обе ленты разматываются с барабана (самопроизвольно или с помощью привода) и свертываются в цилиндры, образуя штангу. Цилиндры располагаются соосно - один внутри другого. Внутренний цилиндр будет экранирован посредством внешнего от теплового действия солнечных лучей, что позволит уменьшить тепловой изгиб штанги. Кроме того, штанга будет иметь повышенную жесткость. Техническим результатом изобретения является повышение точности ориентации космического аппарата путем уменьшения теплового изгиба гравитационной штанги, простой в изготовлении и надежной в эксплуатации. 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам управления и угловой стабилизации аппарата, содержащее упругую ленту, намотанную на барабан и трансформируемую при выдвижении в трубчатую штангу [1].

Недостаток указанного технического решения заключается в том, что происходит деформация штанг от неравномерного теплового нагрева солнечными лучами.

Целью настоящего изобретения является повышение точности ориентации космического аппарата путем уменьшения теплового изгиба штанги.

Указанная цель достигается тем, что известное устройство для гравитационной стабилизации космического аппарата снабжается дополнительной упругой лентой с шириной меньшей, чем у основной ленты, и намотанной на барабан с внутренней стороны основной ленты совместно с ней.

На чертеже схематически изображено предлагаемое устройство.

Устройство имеет основную ленту 1, дополнительную ленту 2 меньшей ширины, чем основная, совместно намотанные на барабан 3.

Устройство работает следующим образом.

В результате предварительной термической обработки и накопленной потенциальной энергии упругости ленты 1 и 2 сматываются с барабана 3 и сворачиваются в цилиндры, образуя штангу. При этом штанга будет состоять из двух цилиндров, располагаемых соосно - один внутри другого, причем внутренний дополнительный цилиндр будет образовываться из ленты 2, а внешний основной из ленты 1. Внутренняя штанга будет прикрыта внешней от теплового действия солнечных лучей, кроме того, увеличится жесткость штанги, все это позволит уменьшить ее тепловой изгиб.

Использование этого устройства, дешевого в изготовлении, простого и надежного в эксплуатации, позволит уменьшить ошибки в ориентации гравитационно-стабилизированного спутника вследствие теплового изгиба штанги.

Источники информации:

1. Попов В.И. Системы ориентации и стабилизации космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1977, стр.34-35 (прототип).

Устройство гравитационной стабилизации космического аппарата, содержащее упругую ленту, намотанную на барабан и трансформируемую при выдвижении в трубчатую штангу, отличающееся тем, что, с целью повышения точности ориентации космического аппарата путем уменьшения теплового изгиба штанги, оно снабжено дополнительной упругой лентой с шириной меньшей, чем у основной ленты, и намотанной на барабан с внутренней стороны основной ленты совместно с ней.

Изобретение относится к космическим летательным аппаратам и их управляющим устройствам, в частности, для ориентации и стабилизации аппаратов в пространстве с использованием градиента силы тяжести.

Устройство для попутного запуска космического аппарата // 2236993

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при выведении на орбиту нескольких космических аппаратов (КА) одной ракетой-носителем.

Способ формирования гравитационного устройства и гравитационное устройство // 2223895

Изобретение относится к космической технике, а именно к стабилизирующим устройствам, предназначенным для обеспечения однозначной ориентации космических аппаратов.

Способ управления орбитальным космическим аппаратом (варианты) // 2180643

Изобретение относится к системам ориентации и стабилизации спутников на орбитах. .

Низкоорбитальный спутник земли // 2167792

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании и разработке искусственных спутников, выводимых на эллиптические орбиты высотой от 200 до 700 км.

Устройство для одноосной гравитационной ориентации низкоорбитального космического аппарата // 2167791

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разработке космических аппаратов, выводимых на эллиптические орбиты высотой от 300 до 500 км.

Низкоорбитальный спутник земли // 2167790

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании и разработке искусственных спутников, выводимых на орбиты высотой от 200 до 700 км.

Способ ориентации и система ориентации для реализации способа // 2150412

Изобретение относится к космической технике, в частности к средствам ориентации космических аппаратов (КА), движущихся в гравитационном и магнитном полях по орбите вокруг планеты.

Способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника земли // 2128608

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для оптимального по точности приведения космического аппарата (КА) в положение устойчивого равновесия на низкой круговой орбите.

Способ трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника земли // 2128607

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для приведения космического аппарата (КА) в оптимальное, по точности ориентации, устойчивое положение на круговой орбите.

Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы // 2457159

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) и может быть использовано при выполнении экспериментов и исследований на его борту

Способ определения тензора инерции космического аппарата в полете // 2587764

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает ориентацию КА и стабилизацию в инерциальной системе координат (ИСК) его строительной оси, ближайшей к оси максимального момента инерции. Далее выполняют закрутку КА вокруг этой оси с угловой скоростью не менее 2°/с. Измеряют в системе строительных осей КА направления на регистрируемые звезды и угловую скорость КА до определённого момента времени. Последний зависит от времени закрутки КА и интервала движения КА, слабо возмущенного действием гравитационного градиента и вычисляемого с некоторым коэффициентом надежности. Опознают указанные звезды и определяют в ИСК направления на них. Тензор инерции КА определяют по указанным направлениям на звезды и значениям угловой скорости КА. Технический результат изобретения заключается в повышении достоверности определении тензора инерции КА, в т.ч. при отсутствии на его борту инерционных исполнительных органов.

Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы // 2594054

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ включает закрутку КА вокруг оси его минимального момента инерции (продольной). Перед закруткой совмещают продольную ось КА с плоскостью, образованной нормалью к плоскости орбиты и радиус-вектором КА. Закрутку производят при достижении углом между продольной осью КА и плоскостью орбиты величины максимального допустимого отклонения (β0) продольной оси КА от местной вертикали. При этом угол между радиус-вектором КА и вектором, направленным из центра масс КА в центр аэродинамического давления солнечных батарей КА, должен быть менее 90°. Угловую скорость закрутки (порядка орбитальной) выбирают в зависимости от угла β0 и отношения минимального момента инерции КА к среднему значению поперечных моментов инерции. Технический результат изобретения состоит в реализации длительного режима гравитационной ориентации КА с закруткой, при эволюции вращения КА в сторону замедления.

Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы // 2594056

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ включает закрутку КА вокруг оси его минимального момента инерции (продольной). Перед закруткой совмещают продольную ось КА с плоскостью, образованной нормалью к плоскости орбиты и радиус-вектором КА. Закрутку производят при достижении углом между продольной осью КА и плоскостью орбиты некоторого значения, зависящего от скорости закрутки и соотношения моментов инерции КА. Угловую скорость закрутки выбирают из условия нерезонансности вращения КА по отношению к колебаниям его продольной оси в окрестности номинального положения. Технический результат изобретения состоит в обеспечении устойчивого характера движения КА в окрестности его номинального положения.

Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы // 2594057

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ включает закрутку КА вокруг оси его минимального момента инерции (продольной). Перед закруткой совмещают продольную ось КА с плоскостью, образованной нормалью к плоскости орбиты и радиус-вектором КА. Закрутку производят при достижении углом между продольной осью КА и плоскостью орбиты некоторого значения, зависящего от скорости закрутки и отношения миним. момента инерции КА к среднему значению поперечных моментов инерции. Скорость закрутки (порядка орбитальной) выбирают в зависимости от указанных угла и отношения моментов инерции КА. При этом угол между радиус-вектором КА и вектором, направленным из центра масс КА в центр аэродинамического давления солнечных батарей КА, должен быть более 90°. Технический результат изобретения состоит в реализации длительного режима гравитационной ориентации КА с закруткой, при эволюции вращения КА в сторону ускорения.