Способ создания тяги в солнечном лучистом потоке и устройство для осуществления этого способа

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и, более конкретно, к маневрированию КА с помощью солнечного паруса (СП). Способ включает развертывание СП в виде светоотражающей ленты или нити (3). Ориентацию поверхности СП по отношению к световому потоку и тягу СП регулируют путем наматывания указанных ленты или нити (3) на катушку, установленную на КА (1), или их сматывания с этой катушки. При этом форма и положение в пространстве СП создаются в результате действия на ленту или нить (3) гравитационно-градиентных, а также центробежных и кориолисовых сил инерции (в орбитальной вращающейся системе координат). Дополнительно ориентация поверхности СП может регулироваться выбором соотношения величин концевой массы (6) и массы КА (1). Техническим результатом изобретения являются снижение массы конструкции СП, повышение надежности его развертывания, возможность регулирования площади светоотражающей поверхности и ее частичного восстановления в случае повреждения (обрыва) метеоритами и другими объектами. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к космонавтике и, более конкретно, к средствам и методам маневрирования космических аппаратов с помощью солнечного паруса.

Предшествующий уровень техники

Известны различные решения в данной области. В частности, рассматривается [Поляхова Е.Н. Космический полет с солнечным парусом. М.: Наука, 1986, с.135-137] квадратный солнечный парус, представляющий собой большой пленочный экран, натянутый на каркас квадратной формы. Экран выполнен из материала каптон толщиной 2.5 мкм и алюминиевого покрытия толщиной 0.1 мкм. Анализ в упомянутой работе данного технического решения показал значительные трудности в осуществлении этого проекта и его малую надежность.

Вращающийся солнечный парус [Поляхова Е.Н. Космический полет с солнечным парусом. М.: Наука, 1986, с.137-145] позволяет решить две задачи: развертывания паруса и удержания его в раскрытом виде под действием центробежных сил. Эта схема в технической литературе получила название «Гелиоротор». Недостатком подобной схемы являются сложные проблемы динамики и формостабилизации длинных медленно вращающихся лопастей устройства.

Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения может служить парус-парашют [US 4,614,319 A (Drexler K.E.); 30.09.1986], состоящий из отражающей поверхности, армированной специальной сеткой таким образом, что отражающая поверхность формируется при помощи давления солнечных лучей. Устройство содержит упругие нити, соединенные одним концом с солнечным парусом, а другим - с полезной нагрузкой. Солнечный парус представляет собой тонкую металлизированную пленку. Упругие нити объединяют несколько секций для присоединения наружных строп секций к верхней части упругой нити. Наружные стропы соединены с присоединяемой секцией одним своим концом и с полезной нагрузкой - другим. Секции паруса присоединены к наружным стропам. Парус - это диск, присоединенный к упругим нитям, армирующим секцию, и упругим нитям, проведенным по кромке секций диска. Поверхность паруса состоит из нескольких слоев разных материалов.

Недостатками указанного устройства и других известных устройств и способов развертывания солнечных парусов являются низкая надежность развертывания отражающих поверхностей, невозможность свертывания солнечного паруса на участках, где его наличие мешает работе космического аппарата, необходимость дополнительного армирования сеткой поверхности паруса, чтобы избежать полного ее разрыва от разрастающейся трещины в материале при попадании в поверхность микрометеорита, что приводит к увеличению массы конструкции, а также армирования конструкции лопасти паруса с целью придания ей жесткости.

Сущность изобретения

Техническим результатом изобретения является снижение веса конструкции паруса с целью увеличения парусности, снижение риска уничтожения паруса метеоритами, повышение надежности развертывания паруса, возможность регулирования площади паруса вплоть до полного свертывания.

Указанный технический результат достигается тем, что в прототипе поверхность паруса формируется под действием силы солнечного давления, а вероятность развертывания конструкции под действием малой силы солнечного давления мала. В предлагаемом устройстве поверхность заменена не имеющей элементов жесткости светоотражающей лентой или нитью, которая разматывается со специальной катушки не за счет сил светового давления, как в конструкции-прототипе, а за счет разности между центробежными, кориолисовыми и гравитационными силами, действующими на крупногабаритную космическую конструкцию, движущуюся по орбите. Указанный технический результат снижения массы конструкции достигается тем, что светоотражающая лента или нить не армируется, а в случае пробоя неармированной ленты или нити метеоритом, часть ее будет потеряна, но скрепленная с космическим аппаратом остальная часть ленты или нити, в отличие от неармированной пленки паруса-парашюта конструкции-прототипа, хоть и станет меньше по площади, но продолжит работу. Указанный технический результат снижения массы конструкции достигается тем, что светоотражающая лента или нить не имеет элементов жесткости, а также строп. Указанный технический результат возможности регулирования площади отражающей поверхности достигается тем, что в конструкции установлен электрический двигатель 5 с катушкой 4, с которой светоотражающая лента или нить может разматываться или на которую может наматываться.

На фиг.1 представлен общий вид устройства; на фиг.2 - принцип работы устройства.

Устройство установлено на космическом аппарате 1 и состоит из направляющей трубки 2, светоотражающей ленты или нити 3, намотанной на катушку 4, соединенной с электродвигателями 5. На конце светоотражающей ленты или нити установлен груз 6. На конце направляющей трубки может устанавливаться дополнительный вытягивающий механизм 7 с электродвигателем.

Устройство работает следующим образом. Космический аппарат 1 ориентируется осью с направляющей трубкой 2 в пространстве по радиус-вектору от притягивающего центра (например, при гелиоцентрическом движении, от Солнца) в зависимости от задачи: по или против направления радиус-вектора орбиты. За счет того, что масса 6 и космический аппарат разнесены направляющей трубкой в пространстве на некоторое расстояние, возникает разность между центробежной силой и гравитационной силой, действующих на массу 6. Масса 6 начинает движение и вытягивает за собой светоотражающую ленту или нить 3 под действием разности между центробежной силой и силой гравитации в тот момент, когда начнет вращение двигатель 5, позволяющий светоотражающей ленте или нити разматываться с катушки 4. Для увеличения надежности развертывания при определенных параметрах космического аппарата и солнечного паруса можно разматывать светоотражающую ленту или нить посредством вытягивающего механизма 7 с собственным электрическим двигателем. Во время движения по орбите, двигаясь по собственной орбите радиуса, отличного от радиуса орбиты космического аппарата 1, груз 6 начнет обгонять или отставать, в зависимости от ориентации трубки 2, по угловой орбитальной координате от космического аппарата 1 (см. фиг.2). В результате светоотражающая лента или нить 3 сориентируется под некоторым углом к световому потоку, что приведет к появлению на ней радиальной F_n и тангенциальной F_τ составляющих силы тяги солнечного паруса. Регулировка величин радиальной и тангенциальной составляющих силы тяги, а также осредненного во времени угла установки паруса, возможна путем сматывания или разматывания светоотражающей ленты или нити 3 с катушки 4.

1. Способ создания тяги в солнечном лучистом потоке во время движения космического аппарата (1) по орбите, включающий развертывание солнечного паруса и его ориентацию под углом к световому потоку, отличающийся тем, что ориентацию поверхности солнечного паруса и его тягу регулируют путем наматывания светоотражающей ленты или нити (3) на катушку (4), установленную на космическом аппарате (1), или сматывания с этой катушки.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что ориентацию поверхности солнечного паруса дополнительно регулируют соотношением величин концевой массы (6) и массы космического аппарата (1).