Способ запуска наноспутников в качестве попутной полезной нагрузки и устройство для его осуществления



Способ запуска наноспутников в качестве попутной полезной нагрузки и устройство для его осуществления
Способ запуска наноспутников в качестве попутной полезной нагрузки и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2472679:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) (RU)

Изобретение относится к космической технике и предназначено для одновременного выведения нескольких наноспутников, установленных на верхней ступени ракеты-носителя. После отделения основной полезной нагрузки на безопасное расстояние последовательно отделяют попутные наноспутники. Запуск наноспутников осуществляют импульсным магнитным полем, создаваемым разрядом емкостного накопителя на индуктор, преобразующимся в импульсное давление, необходимое для их отделения. Адаптер для группового запуска наноспутников содержит платформу, на которую установлен наноспутник. Адаптер снабжен индуктором, выполненным в виде спиральной катушки, к активной зоне которого примыкает одной стороной переходная пластина, а на другой стороне расположен наноспутник. Индуктор подключен через управляемый разрядник к емкостному накопителю энергии. Накопитель соединен с выходом высоковольтного зарядного блока, входы которого соединены с бортовой сетью питания. Достигается улучшение энергомассовых характеристик и расширение функциональных возможностей устройства для запуска наноспутников с заданной скоростью и заданным направлением. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для одновременного выведения нескольких наноспутников, установленных на верхней ступени ракеты-носителя.

В настоящее время при выводе на околоземные орбиты основной полезной нагрузки (ПН) в конструкции переходного отсека верхней ступени ракеты-носителя имеются свободные объемы, в которых можно разместить попутную ПН - наноспутники массой 1…3 кг. Кроме того, при запуске основной ПН ресурс бортового электропитания ракеты-носителя или разгонного блока вырабатывается не полностью, что дает возможность дополнительно использовать оставшуюся энергию бортового питания для запуска попутной ПН.

Наиболее близким к заявляемому способу является способ выведения искусственных спутников на орбиту, в котором основная и попутная ПН устанавливаются на средство выведения. Причем попутную ПН отделяют после ухода основной ПН на безопасное расстояние, не дожидаясь полного развертывания этой основной ПН (Патент №2254265, МПК B64C 1/00, опубл. 20.06.2004 г.). Технический результат направлен на снижение удельной массы и расширение функциональных возможностей.

Известно устройство, содержащее адаптируемую к ракете-носителю стойку и идентичные органы стыковки (Патент №2156212, МПК B64G 1/22, опубл. 20.09.2000 г.). На каждом органе расположена система крепления и отделения наноспутника, а также электроразъемы, которые служат для электрической связи с ракетой-носителем спутников и органов стыковки. Снаружи стойки монтируются идентичные посадочные места. Органы стыковки могут быть установлены на любое число этих мест. Изобретение направлено на достижение унификации средств выведения спутников.

Известен адаптер для группового запуска наноспутников (Патент №2260551, МПК B64G 1/64, опубл. 20.09.2005, бюл. №26). Для обеспечения жесткости системы крепления и уменьшения массы спутники размещаются по оптимальной схеме на платформе.

В перечисленных патентах наноспутники отделяются от средства выведения с помощью индивидуальных автономных устройств, которые размещаются на местах установки при проведении наземных сборочно-монтажных работ. Повторное использование их не предусмотрено.

В качестве прототипа устройства выбран европейский адаптер "ISIPOD CubeSat Deployer", предназначенный для запуска от 1 до 3 наноспутников общей массой 3 кг (www.isispace.nl). Наноспутник устанавливается внутрь контейнера на платформу и прижимается пружинами к крышке. Электрический импульс от ракеты-носителя активирует механизм выпуска крышки, которая поворачивается на угол 170°. Наноспутники отделяются по направляющим рельсам пружинным механизмом, который сообщает ему заданную скорость. Скорость отделения наноспутника определяется используемой пружиной и массой спутника. Наноспутники размещаются в отдельных адаптерах. Возможно многократное использование адаптера при тестовых испытаниях и для повторного запуска наноспутника.

К недостаткам адаптера ISIPOD можно отнести:

- наличие вибрации наноспутника на стадии вывода ракеты-носителя на заданную орбиту, обусловленной собственными частотами системы прижимных и выпускных пружин контейнера и наноспутника;

- относительно большая масса адаптера по отношению к наноспутнику, до 150% на каждое место установки наноспутника;

- относительно малая скорость отделения наноспутника.

Задачей предлагаемого изобретения является улучшение энергомассовых характеристик и расширение функциональных возможностей устройства для запуска наноспутников с заданной скоростью и заданным направлением.

В способе запуска наноспутников в качестве попутной нагрузки, включающем размещение основной полезной нагрузки и попутных наноспутников на верхней ступени ракеты-носителя, при котором после отделения основной нагрузки на безопасное расстояние отделяют попутные наноспутники, согласно изобретению отделение попутных наноспутников осуществляют импульсным магнитным полем, создаваемым разрядом емкостного накопителя на индуктор, преобразующимся в импульсное давление, воздействующее на наноспутники, необходимое для их отделения.

Устройство, реализующее этот способ, содержит адаптируемую к ракете-носителю платформу, на которой установлена основная полезная нагрузка и размещены адаптеры для выведения попутных наноспутников, согласно изобретению на адаптере расположен индуктор, выполненный в виде спиральной катушки, к активной зоне которого примыкает одной стороной электропроводная пластина, а на другой стороне расположен наноспутник. При этом индуктор подключен через управляемый разрядник к емкостному накопителю энергии, а накопитель соединен с выходом высоковольтного зарядного блока, входы которого соединены с бортовой сетью питания. Кроме того, к емкостному накопителю подключены параллельно несколько цепей управляемых разрядников и индукторов с установленными на них наноспутниками, при этом управляющие входы разрядников подключены к блоку управления групповым запуском.

Анализ различных способов отделения ПН с малой массой с использованием пиротехнических средств, механических пружинных и других систем показал, что может быть достигнуто повышение эффективности средств выведения наноспутников за счет использования магнитно-импульсного привода с емкостным накопителем энергии. В этом случае появляется возможность:

- регулирования скорости отделения наноспутников в широких пределах с помощью унифицированного устройства;

- использования остаточного ресурса электроэнергии бортового питания ракеты-носителя;

- улучшения динамических параметров системы нескольких ПН, установленных на летательном аппарате, на стадии выведения на орбиту;

- многократного использования устройства запуска наноспутников.

На фиг.1 показана электрическая схема устройства, реализующего предлагаемый способ.

На фиг.2 схематически показано расположение наноспутника на пусковом узле устройства.

Устройство запуска наноспутников содержит: емкостный накопитель 1, зарядный блок 2, разрядники 3, 4, 5, 6 по числу наноспутников, управляемые сигналами 8 от блока управления (на чертеже не показан), индукторы 7, переходные пластины 9, на которых установлены наноспутники 10, 11, 12, 13.

Устройство работает следующим образом. В исходном состоянии накопитель энергии 1 и зарядный блок 2 отключены от бортового питания, что исключает несанкционированный запуск наноспутников. После выведения ракеты-носителя на заданную орбиту и отделения основной ПН подается команда на зарядный блок 2, который заряжает накопитель энергии 1 до заданного уровня напряжения. Зарядный блок представляет собой преобразователь напряжения бортовой сети питания (например, 27 В) в высокое напряжение постоянного тока (например, 6 кВ).

Для запуска микроспутника 10 на разрядник 3 подается команда 8, которая включает разрядник. Разрядник коммутирует накопитель 1 на индуктор 7, в котором возникает импульсное магнитное поле. Магнитное поле, взаимодействуя с наведенными токами в электропроводной пластине 9, формирует в пластине импульс давления, который передается на наноспутник 10. Наноспутник под действием импульса давления приобретает необходимую скорость отделения от адаптера, установленного на платформе.

Для запуска второго и последующих наноспутников производится последовательный цикл разряда общего накопителя 1 через разрядники 4, 5, 6 на адаптеры со спутниками 11, 12, 13 и т.д. Для последовательного запуска серии спутников используется один зарядный блок и накопитель энергии, который поочередно разряжается на индукторы с установленными на них наноспутниками. Таким образом, система выведения наноспутников может объединять в себе от одного - один зарядный блок, один накопитель и один адаптер до нескольких адаптеров - один общий зарядный блок и накопитель и несколько последовательно подключаемых индукторов.

Скорость отделения наноспутника зависит от запасаемой энергии накопителя и определяется балансом энергии заряда W0 и кинетической энергии наноспутника в момент отделения W1:

где: С - емкость накопителя, U - напряжение заряда накопителя, k0 - постоянный коэффициент, учитывающий параметры связи системы: накопитель-индуктор-переходная пластина, m - масса наноспутника, V - начальная скорость отделения.

Из формулы (1) видно, что, изменяя напряжение заряда накопителя, можно в широких пределах с высокой точностью и стабильностью задавать необходимую скорость запуска наноспутника.

Для эффективного преобразования энергии накопителя в импульс давления необходимо соблюдать условие - толщина δ переходной пластины должна быть больше величины скин-слоя Δ наведенных токов при разряде:

где: ρ - удельное электрическое сопротивление материала пластины; µ - магнитная проницаемость материала; f - частота разрядного тока в индукторе.

При меньшей толщине δ импульсное магнитное поле просачивается сквозь материал пластины и может привести к появлению электромагнитных полей в корпусе наноспутника.

Для согласования параметров импульса давления в пластине и временных параметров разряда необходимо соблюдать условие:

где: Т - длительность периода колебаний разрядного тока, с - скорость звука в материале пластины.

Таким образом, использование предлагаемого изобретения приводит к улучшению энергетических характеристик системы запуска наноспутников за счет более полного использования ресурса бортового питания ракеты, возможности управления скоростью отделения спутников с высокой точностью, унификации устройства отделения для различных массо-габаритных размеров ПН при групповом запуске нескольких спутников.

Пример практической реализации способа на макете

Предлагаемое устройство было испытано на макете наноспутника массой 1 кг с габаритными размерами 100×100×100 мм. Индуктор представляет собой плоскую спиральную катушку с числом витков, равным 20. Спутник устанавливался на индуктор через переходную пластину из алюминиевого сплава толщиной 3 мм.

Накопитель энергии содержит импульсный высоковольтный конденсатор емкостью 40 микрофарад с рабочим напряжением до 10 кВ. Запасаемая энергия накопителя регулировалась в диапазоне от 300 до 1000 Дж изменением напряжения заряда от 4 до 6 кВ. Макет наноспутника разгонялся со скоростью 0,7…2,5 м/с в выбранном диапазоне энергий.

1. Способ запуска наноспутников в качестве попутной нагрузки, включающий размещение основной полезной нагрузки и попутных наноспутников на верхней ступени ракеты-носителя, при котором после отделения основной нагрузки на безопасное расстояние отделяют попутные наноспутники, отличающийся тем, что запуск наноспутника осуществляют импульсным магнитным полем, создаваемым разрядом емкостного накопителя на индуктор, преобразующимся в импульсное давление, необходимое для их отделения.

2. Адаптер для группового запуска наноспутников, содержащий платформу, на которую установлен наноспутник, отличающийся тем, что адаптер снабжен индуктором, выполненным в виде спиральной катушки, к активной зоне которого примыкает одной стороной переходная пластина, а на другой стороне расположен наноспутник, индуктор подключен через управляемый разрядник к емкостному накопителю энергии, а накопитель соединен с выходом высоковольтного зарядного блока, входы которого соединены с бортовой сетью питания.

3. Адаптер по п.2, отличающийся тем, что к накопителю подключены параллельно несколько цепей управляемых разрядников и индукторов, с установленными на них наноспутниками, при этом управляющие входы разрядников подключены к блоку управления групповым запуском.

4. Адаптер по п.2 или 3, отличающийся тем, что переходная пластина выполнена из электропроводного материала.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области космической техники, в частности к средствам стыковки к основному космическому аппарату полезного груза и отделения его после выведения их на расчетную орбиту.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке разъемных соединений разделяемых в процессе эксплуатации частей изделий. .

Изобретение относится к космической технике, а именно к стыковочным устройствам космических кораблей к орбитальным станциям. .

Пирозамок // 2467933
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разделении ступеней летательного аппарата. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для дистанционного разделения трубопроводов, заполненных жидкостями. .

Изобретение относится к космической технике, а именно к разработке минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и предназначено преимущественно для обеспечения стыковки и расстыковки космических объектов как с выводящими их ступенями ракет, так и межу собой.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к устройствам, обеспечивающим открытие или закрытие входа в герметичные отсеки космических аппаратов.

Изобретение относится к средствам разделения элементов конструкции и их частей и может быть использовано в космической, авиационной, нефтяной и других отраслях промышленности, где необходимо дистанционное разделение элементов конструкций.

Изобретение относится к высокоточным конструкциям из полимерных композиционных материалов и может применяться в космической технике в качестве несущих платформ, в том числе внешнего размещения относительно корпуса космического аппарата (КА).

Изобретение относится к бортовым оборудованию и системам космического аппарата (КА), преимущественно двигательным установкам системы коррекции орбиты КА с топливными баками безнаддувного типа.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к подвижным элементам конструкции КА, имеющим электрическую связь с системой управления КА, например батареям солнечным (БС), антеннам, подвижным крышкам и др.

Изобретение относится к ядерным энергетическим установкам (ЯЭУ), используемым в качестве источников электрической энергии космических аппаратов. .

Изобретение относится к авиакосмической технике, а именно, к конструктивному компоненту фюзеляжа, к фюзеляжу с конструктивным компонентом, к самолету и к космическому летательному аппарату с таким фюзеляжем.

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов астронавтов в космосе. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов астронавтов в космос. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для космических конструкций, например, каркасов приборных панелей
Наверх