Способ активно-пассивного успокоения, ориентации и стабилизации космического аппарата

Изобретение относится к космическим аппаратам. Способ активно-пассивного успокоения, ориентации и стабилизации космического аппарата на орбитах высотой до 400 км включает комбинированное моментное воздействие от гравитационного стабилизатора и тяги реактивных двигателей. Ориентацию космического аппарата по крену и тангажу производят по сигналу блока управления в момент максимума отклонения продольной оси гравитационного стабилизатора от положения ее динамического равновесия вдоль местной вертикали одиночным или залповым включением реактивных двигателей в плоскости отклонения и по направлению отклонения. Реактивные двигатели размещены на дальнем относительно центра масс космического аппарата конце гравитационного стабилизатора таким образом, чтобы вектор тяги каждого реактивного двигателя был перпендикулярен продольной оси гравитационного стабилизатора. Успокоение и активную стабилизацию космического аппарата по крену и тангажу производят по сигналу блока управления одиночным или залповым включением реактивных двигателей в момент пересечения концом гравитационного стабилизатора местной вертикали, в плоскости отклонения и против направления отклонения. Успокоение, ориентацию и стабилизацию космического аппарата по курсу производят по сигналу блока управления путем развертывания дополнительно введенного аэродинамического экрана, баллистический коэффициент которого превышает баллистический коэффициент космического аппарата. Соединение космического аппарата и экрана осуществляют посредством гибкой связи, вертлюга и не менее трех строп, с общей длиной указанного соединения не менее 1/2 миделя экрана. Достигается уменьшение расхода топлива. 2 ил.

 

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА), обращающимся по геоцентрическим орбитам высотой до 400 км.

Известны способы активно-пассивного успокоения, ориентации и стабилизации КА путем формирования комбинированного тягового усилия (момента, импульса) посредством, например, реактивных двигателей и силовых маховиков (моментных магнитоприводов, гравитационных стабилизаторов, световых или аэродинамических рулей, закрутки КА и т.п.) - см., например, "Инженерный справочник по космической технике" под ред. А.В.Солодова, М.: Воениздат, 1977 г., стр.207.

Известен способ ориентации и стабилизации КА посредством активной газодинамической системы, в том числе в комплексе с пассивной системой гравитационной стабилизации - см. В.И.Попов. "Системы ориентации и стабилизации космических аппаратов", М.: Машиностроение, 1977 г., стр.78-82, 104-108 (способ - ближайший аналог).

Недостатками указанного способа являются невозможность поддержания трехосной ориентации КА в орбитальной системе координат пассивными средствами, а также громоздкость технического исполнения механических элементов газодинамической системы (баков, сопел, клапанов, трубопроводов и т.д.), что для КА нано- и пикоразмерности (соответственно массой до 10 кг и до 1 кг) делает невозможным их пропорциональное уменьшение.

Целью предлагаемого изобретения является создание способа активно-пассивного успокоения, ориентации и продолжительной стабилизации КА в орбитальной системе координат, в т.ч. КА малой и сверхмалой размерности, основанного на градиентах гравитационных и аэродинамических сил, а также задействовании реактивных микродвигателей, размещенных на максимально возможном плече.

Указанная цель достигается тем, что предварительное успокоение КА, его ориентацию и стабилизацию осуществляют посредством комбинированного моментного воздействия от гравитационного стабилизатора (ГС) и тяги реактивных двигателей (РД), при этом ориентацию КА по крену и тангажу производят по сигналу блока управления в момент максимума отклонения продольной оси ГС от положения ее динамического равновесия вдоль местной вертикали одиночным или залповым включением РД, размещенных на дальнем относительно центра масс КА конце ГС таким образом, чтобы вектор тяги каждого РД был перпендикулярен продольной оси ГС, в плоскости отклонения и по направлению отклонения, успокоение и активную стабилизацию КА по крену и тангажу производят по сигналу блока управления одиночным или залповым включением РД в момент пересечения дальним концом ГС местной вертикали, в плоскости отклонения против направления отклонения. Успокоение, ориентацию и стабилизацию КА по курсу производят по сигналу блока управления путем развертывания дополнительно введенного аэродинамического экрана, баллистический коэффициент которого превышает баллистический коэффициент КА, при этом соединение КА и экрана осуществляют посредством гибкой связи, вертлюга и не менее трех строп, с общей длиной указанного соединения не менее ½ миделя экрана.

Тип и количество твердотопливных и/или жидкостных РД (в т.ч. разработанных по технологии микроэлектромеханических систем MEMS - micro-electro-mechanical systems) определяются размерностью космического аппарата и программой полета.

Принципиальная схема варианта КА, реализующего предложенный способ, представлена на фиг.1, 2.

Приняты обозначения:

1 - космический аппарат,

2 - гравитационный стабилизатор в виде штанги,

3 - демпфер ГС,

4 - блок реактивных двигателей,

5 - блок управления,

6 - гибкая связь,

7 - вертлюг,

8 - аэродинамический экран,

9 - строп.

Функционирование (работа) варианта устройства по предлагаемому способу осуществляется следующим образом.

После отделения КА поз.1 от последней ступени ракеты-носителя (разгонного блока) выполняется операция его успокоения. В данном техническом решении осуществляется раскладывание гравитационного стабилизатора поз.2 - при этом увеличиваются значения инерционных параметров и, соответственно, уменьшаются значения приобретенных вследствие разделения возмущений (колебаний, закрутки КА). Диссипирующие свойства демпфера поз.3 обеспечивают последующее рассеяние энергии возмущений. Однако в отсутствие "внешнего трения" этот процесс, во-первых, чрезвычайно растянут во времени, во-вторых, обладает свойством самоподдерживаться вследствие непрерывного изменения направления вектора местной вертикали при орбитальном движении КА поз.1 вокруг Земли.

В этой связи находят применение специализированные системы гарантированного успокоения КА, например, на базе ракетных двигателей ориентации/стабилизации, отбрасываемых масс типа "йо-йо" и т.п. Данные системы отработаны, надежны, но требуют значительных затрат рабочего тела (массы) и определенных конструктивно-компоновочных "излишеств" относительно целевых задач полета. При этом для КА поз.1 малой и сверхмалой размерности, как уже указывалось ранее, габариты и масса подобной специализированной системы успокоения получаются чрезмерными.

В данном техническом решении после развертывания ГС поз.2 предусматривается успокоение КА поз.1 посредством включения реактивных двигателей - одиночного или залпового (в зависимости от располагаемой тяги единичного РД и потребного для успокоения КА поз.1 силового импульса), размещаемых в блоке поз.4 на дальнем относительно центра масс КА поз.1 конце гравитационного стабилизатора поз.2 (выбрано из условия максимизации силового плеча) - см. фиг.1. Вектор тяги каждого двигателя расположен перпендикулярно продольной оси ГС поз.2 (выбрано из условия максимизации момента силы). При этом включение РД производят в момент пересечения дальним относительно центра масс КА поз.1 концом ГС поз.2 с блоком РД поз.4 местной вертикали, что обеспечивает оптимальное выполнение данного маневра с точки зрения расхода рабочего тела, точности регулирования потребного силового импульса, простоты программно-аппаратной реализации блока управления поз.5, времени успокоения КА поз.1.

Следует отметить, что аналогично решается задача поддержания заданного положения главной оси инерции КА поз.1 в пространстве - т.е. его требуемая стабилизация. При этом, как правило, задействуется меньшее количество РД (поскольку обычно ниже, чем при успокоении КА, уровень возмущений).

В свою очередь, при осуществлении операции ориентации (переориентации) КА поз.1 включение РД производят в момент максимума отклонения продольной оси штанги ГС поз.2 от положения ее динамического равновесия, совпадающего с местной вертикалью. В данном случае могут полезно использоваться упругость конструкции КА поз.1 и инерционное "запаздывание" демпфера поз.3, позволяющие резонансно "раскачать" амплитуду колебаний главной оси инерции КА для ее перевода в новое (например, развернутое на 180 градусов) устойчивое положение.

Конструктивная схема блока твердотопливных РД выполняется, как правило, в виде матрицы из некоторого количества одинаково ориентированных двигателей. Каждый РД имеет камеру сгорания и реактивное сопло, запас рабочего тела - заряд твердого топлива, размещенный в камере сгорания, воспламенитель топлива, силовой экран для передачи на конструкцию КА поз.1 силовых воздействий при срабатывании РД, защитную диафрагму, обеспечивающую герметизацию и термомеханическую защиту заряда РД со стороны сопла.

Аналогично, конструктивная схема блока жидкостных реактивных двигателей включает, как правило, силовую обечайку с проложенными к каждой камере сгорания из общего топливного бака каналами-капиллярами, по которым в негорючий пористый (сетчатый) накопитель камеры подается жидкое топливо (при этом каждый капилляр снабжен клапаном для предотвращения огневого прорыва), реактивное сопло, воспламенитель (для несамовоспламеняющихся компонентов), защитную диафрагму. Следует отметить, что жидкостный РД, в отличие от твердотопливного, при использовании одного и того же конструктива может срабатывать многократно.

Функциональные особенности РД определяют их компактную "блоковую" поз.4 компоновку на ГС поз.2, при этом управление включением РД - число и порядок (последовательность) срабатывания двигателей в зависимости от тех или иных баллистических/динамических факторов, ориентации КА поз.1 и располагаемых удельных характеристик двигателей, время включения осуществляется посредством блока управления поз. 5. Размещение блока управления поз.5 на КА поз.1 - произвольное, сигналы управления проходят к блоку РД поз.4 по проводным или беспроводным линиям (в последнем случае в состав блока РД поз.4 включается автономный энергоисточник для задействования воспламенителей).

Как правило, для конкретного КА и конкретной программы его полета рассчитывается некоторое оптимальное количество РД, что позволяет реализовывать - как в штатных, так и в нештатных ситуациях - проведение серии активных манипуляций относительно центра масс космического аппарата.

По каналу курса успокоение и ориентацию вдоль направления полета, а также стабилизацию КА поз.1 производят по сигналу блока управления поз.5 путем развертывания на орбите дополнительно введенного в конструкцию КА аэродинамического экрана поз.8, значение баллистического коэффициента которого превышает значение баллистического коэффициента собственно КА поз.1 (баллистический коэффициент В тела определяется как В=CxS/m, где Сх - аэродинамический коэффициент лобового сопротивления тела, S - площадь миделя тела относительно набегающего потока верхней атмосферы, m - масса тела). Соединение КА поз.1 и экрана поз.8 предлагается осуществлять посредством гибкой (тросовой) связи поз.6, вертлюга поз.7 и не менее трех строп поз.9 с общей длиной не менее ½ миделя аэродинамического экрана поз.8.

Вертлюг поз.7 "развязывает" силовое взаимодействие между КА поз.1 и аэродинамическим экраном поз.8 по каналу крена (т.е. относительно оси космического аппарата, совпадающей с направлением полета), допуская их независимое вращение (провороты) по типу аналогичных устройств парашютов.

Стропы поз.9 позволяют рационально распределить усилие от гибкой связи (троса) поз.6 на конструктив аэродинамического экрана поз.8 (как правило, по периферийной зоне экрана), при этом, для исключения колебаний экрана относительно собственного центра масс, количество строп поз.9 должно быть не менее трех.

С целью максимизации аэродинамической сепарации объектов с различными В общая длина соединения "гибкая связь поз.6 - вертлюг поз.7 - стропы поз.9" (иначе, моментное плечо стабилизации связки "КА поз.1 плюс аэродинамический экран поз.8" при воздействии скоростного напора верхней атмосферы) должна быть не менее ½ миделя аэродинамического экрана поз.8.

При выполнении указанных условий обеспечивается пассивными средствами - посредством сепарации верхней атмосферой вдоль направления полета связки тел с различными В - поддержание трехосной ориентации/стабилизации КА поз.1 в орбитальной системе координат.

Применение предложенного технического решения представляется высокоэффективным для перспективных, в т.ч. малых и сверхмалых, низкоорбитальных ориентированных КА, предназначенных для мониторинга поверхности планеты, связи, контроля и выявления координат техногенных аварий и катастроф, др. При этом системы успокоения, ориентации и стабилизации КА на основе предложенного способа позволяют относительно просто, без сколько-нибудь значительных затрат массы и энергии осуществлять активно-пассивное приведение в заданное пространственное положение главных осей инерции КА и преимущественно пассивными системами обеспечивать поддержание их заданного положения на протяжении всего жизненного цикла (от момента разделения с носителем и до схода с орбиты) космического аппарата.

Способ активно-пассивного успокоения, ориентации и стабилизации космического аппарата на орбитах высотой до 400 км, включающий комбинированное моментное воздействие от гравитационного стабилизатора и тяги реактивных двигателей, отличающийся тем, что ориентацию космического аппарата по крену и тангажу производят по сигналу блока управления в момент максимума отклонения продольной оси гравитационного стабилизатора от положения ее динамического равновесия вдоль местной вертикали одиночным или залповым включением реактивных двигателей, размещенных на дальнем относительно центра масс космического аппарата конце гравитационного стабилизатора таким образом, чтобы вектор тяги каждого реактивного двигателя был перпендикулярен продольной оси гравитационного стабилизатора, в плоскости отклонения и по направлению отклонения, успокоение и активную стабилизацию космического аппарата по крену и тангажу производят по сигналу блока управления одиночным или залповым включением реактивных двигателей в момент пересечения концом гравитационного стабилизатора местной вертикали, в плоскости отклонения и против направления отклонения, успокоение, ориентацию и стабилизацию космического аппарата по курсу производят по сигналу блока управления путем развертывания дополнительно введенного аэродинамического экрана, баллистический коэффициент которого превышает баллистический коэффициент космического аппарата, при этом соединение космического аппарата и экрана осуществляют посредством гибкой связи, вертлюга и не менее трех строп, с общей длиной указанного соединения не менее 1/2 миделя экрана.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными относительно корпуса КА панелями солнечных батарей (СБ). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при расчете энергетически оптимальных программ управления выведением первых ступеней ракет космического назначения (РКН) исходя из снижения влияния ограничений, обусловленных обеспечением падения отделяющихся частей (ОЧ) в существующие зоны отчуждения земель под поля падения ОЧ.

Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков, выводящих космические аппараты на заданную орбиту с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой.

Изобретение относится к сфере эксплуатации ракет с многодвигательной установкой первой ступени. .

Изобретение относится к средствам аэродинамического торможения спутника, используемым для снятия спутников с орбиты после окончания срока их службы. .

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока при выведении его на заданную орбиту. .

Изобретение относится к управлению движением разгонного блока (РБ) при его выведении на орбиту. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам управления угловым движением космических аппаратов (КА). .
Изобретение относится к управлению движением и положением космического аппарата (КА) и может быть использовано для поддержания его ориентации. .

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА), в частности к управлению положением линии визирования при сближении и причаливании КА. .

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано в бесплатформенных инерциальных системах ориентации КА, построенных на базе измерителей угловой скорости (ИУС)
Изобретение относится к управлению ориентацией пилотируемого космического аппарата (ПКА) при полете по орбите вокруг планеты

Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков (РБ), выводящих космические аппараты (КА) на заданные орбиты с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для стабилизации заданного уровня тяги двигателей коррекций движения космического аппарата

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для удержания геостационарного космического аппарата (КА) в заданном диапазоне долгот и широт рабочей позиции на орбите

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бортовых системах управления космическими аппаратами

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим кораблем при причаливании

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для удержания на заданной геостационарной орбитальной позиции космического аппарата (КА)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при выполнении в космосе операций сближения, облета, зависания, причаливания со стыковкой космических аппаратов (КА), в авиации для обеспечения посадки летательных аппаратов в условиях ограниченной видимости, а также для позиционирования исполнительных механизмов при выполнении монтажно-сборочных работ и других операций с помощью робототехнических средств

Изобретение относится к управлению движением группы космических аппаратов (КА) и м.б

Изобретение относится к космическим аппаратам

Наверх