Устройство аэродинамического торможения космического аппарата

Изобретение относится к средствам увода с орбиты выработавших свой ресурс или отказавших автоматических космических аппаратов (КА). Устройство содержит контейнер (1) с надувной конструкцией в виде эластичной оболочки (2), механизм ее крепления к контейнеру, выталкивания и раскрытия. Данный механизм включает в себя раздвижную телескопическую штангу (3) или упругую ленту с длиной в раскрытом состоянии, превышающей максимальный габарит КА. В контейнере, который может быть установлен на торце штанги (3), размещены системы автономного электропитания, радиосвязи и др. Оболочка (2) выполнена из материала с жесткостью, изменяемой под действием солнечного ультрафиолетового излучения, и заполнена порошком, газифицируемым под действием указанного излучения. Оболочка (2) может быть также связана гибким шлангом с газовым баллоном, размещенным в контейнере или корпусе КА. Площадь миделя оболочки (2) в рабочем состоянии не менее чем в три раза превышает площадь миделя КА. Техническим результатом является повышение автономности устройства аэродинамического торможения КА и возможности его применения при любой ориентации КА. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено для ускорения сведения с рабочей орбиты выработавших свой ресурс или отказавших автоматических космических аппаратов (КА) за счет увеличения площади поперечного к набегающему потоку сечения КА (миделя) при воздействии на него остаточной атмосферы Земли (т.н. пассивное торможение КА).

Областью применения изобретения являются преимущественно КА, летающие на орбитах высотой до 600 км и при этом достаточно медленно сходящие с космической орбиты. Такие аппараты обладают, как правило, следующими признаками:

- компактной конструкцией с незначительным отношением площади миделя КА к его массе (баллистическим коэффициентом);

- незначительно увеличивающейся в полете парусностью (например, за счет раскрывающихся солнечных батарей, выдвигающихся антенн и пр.).

Известны способы и устройства аэродинамического торможения КА за счет установки на борт надувных конструкций, включающих контейнер с одним или более шарами, заполняемыми газифицируемым порошком или бортовыми запасами газа. Например, патент РФ №2199474 от 15.12.2000 года на устройство надувной системы торможения последней ступени ракеты-носителя, в соответствии с которым на периферийную часть ступени устанавливается контейнер с механизмом его раскрытия и надувной конструкцией, выполненный в виде автономного моноблока. При этом механизм раскрытия снабжен пирогидравлическим реле времени, запускаемым по сигналу от системы управления космического аппарата. Надувная конструкция выполнена в виде набора сферических оболочек из эластичной пленки разной толщины, заключенных в сетчатую оболочку, что повышает ее защищенность от соударения с микрометеоритами и техногенными частицами, ускоряет время раскрытия каждой сферы и конструкции в целом.

Недостатком устройства является зависимость от сигналов системы управления космического аппарата, что создает угрозу несрабатывания надувной конструкции при внезапном отказе последнего. Кроме того, при нештатной закрутке или развороте отказавшего спутника эластичная полимерная пленка оболочек может быть разрушена при соприкосновении с его поверхностью.

Известны способы размещения аэродинамических тормозящих поверхностей на жестких конструкциях, вынесенных за пределы корпуса космического аппарата (его основного отсека).

Ближайшим аналогом является космический аппарат PW-Sat, запущенный в 2013 году на орбиту с перигеем 300 км и апогеем 1023 км, см., например, Wolansky P, Urbanowicz M. PW-Sat - The first Polish Satellite - Test of the new Concept of Deorbiting Sysytem // Proceedings of the 63rd International Astronautical Congress, Naples, Italy, October 1-5, 2012, Paper IAC-13.A6.4.6.

Выполненный на основе технологии CubeSat КА включает также штангу с растянутым по всей ее длине пленочным парусом.

Эксплуатация выявила низкую эффективность конструкции прототипа: на больших высотах из-за низкой плотности остаточной атмосферы устройство работало только в качестве гравитационного стабилизатора. На низких высотах КА разворачивался «по потоку» штангой назад и его корпус «затенял» парус.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является создание устройства аэродинамического торможения КА, обладающего автономностью от системы управления космического аппарата и эффективностью работы при любой ориентации последнего.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройстве аэродинамического торможения космического аппарата, включающем контейнер с надувной конструкцией из эластичной оболочки, механизм ее крепления к контейнеру, выталкивания и раскрытия, в контейнере установлена автономная система электропитания, автономные или связанные с КА спецвычислитель и радиолиния управления механизмом раскрытия, выключенная при штатной работе КА, механизм выталкивания и крепления к контейнеру надувной конструкции выполнен в виде раздвижной штанги телескопического типа или из упругой металлической ленты с длиной в раскрытом виде, превышающей максимальный габарит КА, эластичная оболочка выполнена из материала изменяемой под воздействием ультрафиолетового диапазона солнечного излучения жесткости и закреплена на торце раздвижной штанги, оболочка выполнена светопроницаемой для солнечного излучения и заполнена газифицируемым под действием ультрафиолетового диапазона солнечного излучения порошковым материалом, с обеспечением надува оболочки до площади миделя, превышающей площадь миделя КА не менее чем в три раза, контейнер выполнен из непрозрачного для ультрафиолета материала.

Как вариант, в конструкции устройства аэродинамического торможения космического аппарата, включающего контейнер с надувной конструкцией из эластичной оболочки, механизм ее крепления к контейнеру, выталкивания, раскрытия, контейнер установлен на торце телескопической штанги, раздвигающейся на длину, превышающую максимальный габарит КА, площадь миделя оболочки в надутом состоянии не менее чем в 3 раза превышает площадь миделя КА.

При этом эластичная оболочка может быть связана гибким шлангом с газовым баллоном, размещенным в контейнере или корпусе КА.

Устройство аэродинамического торможения КА в виде надувной конструкции на раздвижной штанге из упругой металлической ленты представлено на фиг. 1, 2. На фиг. 1 представлено устройство с убранными в контейнере элементами.

На фиг. 2 представлено устройство в рабочем режиме. При этом контейнер выполнен в виде сферы, состоящей из отдельных лепестков.

На фиг. 3 представлен вариант устройства аэродинамического торможения - в виде контейнера, установленного на раздвижной телескопической штанге.

Приняты обозначения:

1 - контейнер;

2 - надувная конструкция;

3 - раздвижная штанга;

4 - автономная система питания;

5 - аппаратура радиолинии управления механизмом раскрытия надувной конструкции и спецвычислитель выработки команд (на фиг. показаны одним блоком);

6 - устройство раскрытия створок контейнера;

7 - катушка.

В основу изобретения заложена гипотеза о возможности произвольной ориентации и даже долговременной закрутке отказавшего космического аппарата на орбитах с небольшой остаточной атмосферой. В такой ситуации размещение надувной конструкции на раздвигаемой штанге, превышающей по размеру максимальный габарит космического аппарата, является защитой эластичной оболочки от разрушения при соприкосновении с поверхностями космического аппарата.

Для минимизации занимаемого места штанга может быть выполнена из упругой металлической ленты, фиг. 1, поз. 3. или телескопической конструкции, фиг. 3, поз. 3.

Штанга может быть размещена в контейнере фиг. 1, 2, поз. 1 устройства аэродинамического торможения, являясь при этом также механизмом крепления к контейнеру, выталкивания и раскрытия эластичной оболочки надувной конструкции фиг. 1...3, поз. 2.

При исполнении из металлической ленты конструкция выдвижного элемента представляет собой гибкую полосу, смотанную в сложенном виде в катушку фиг. 1, поз. 7, а при раскладывании под действием собственных сил упругости обладающую возможность разворачиваться в трубу с перехлестом краев. Эластичная оболочка при этом прикреплена к торцевой части полосы.

Оболочка может быть выполнена из материала изменяемой под воздействием ультрафиолетового диапазона солнечного излучения жесткости. Таковым является, например, пленка из композитного материала (на основе ткани, стекловолокна и пр.) и фотополимеризующегося полимерного состава (например, на основе полиимидов, уретан-акриловых композиций). Оболочка закладывается в контейнер в виде герметичной пленочной конструкции и вакуумируется для минимизации места в контейнере. После раскрытия и надува (до давления ~10 мм ртутного столба) в космосе отверждается, фотополимеризуясь, при этом время надува значительно меньше времени фотополимеризации. Таким образом, формируется жесткая форма аэродинамического тормоза, сохраняемая даже при разгерметизации пленки от возможного соприкосновения с поверхностью КА и микрометеоритами, физико-химического воздействия космоса.

Для обеспечения надува пленки может использоваться газифицируемый под действием солнечного излучения, порошок, например, на основе азидов металлов, или бортовые запасы газа. Порошок располагается в складках оболочки. Баллон с газом (на фиг. не показан) расположен в корпусе КА или контейнере и соединен с оболочкой гибким шлангом.

Оболочка тормозного устройства выполнена прозрачной для диапазона солнечного излучения (например, ультрафиолетового), в котором проходит химическая активация порошка.

В свою очередь, для предупреждения несвоевременного срабатывания надувной конструкции контейнер выполнен непрозрачным для диапазонов полимеризации оболочки, газификации порошка. Форма контейнера при обеих вариантах устройства выбирается в зависимости от конфигурации посадочного места на поверхности КА и размеров установленных внутри контейнера элементов.

Размеры конструкции обеспечивают надув оболочки до площади миделя, превышающей площадь миделя КА не менее чем в три раза, что сокращает время спуска КА с орбиты в несколько раз.

Устройство аэродинамического торможения по первому варианту изобретения работает следующим образом. При штатной работе КА командная радиолиния управления устройством фиг. 1, поз. 5 находится в выключенном состоянии. Аппаратура устройства запитывается от автономной системы электропитания фиг. 1, поз. 4. Радиолиния включается автоматически по команде с борта КА, с наземного или космического пункта управления полетом КА, или по таймеру спецвычислителя при непоступлении команд с КА определенное время. После включения радиолинии управления на нее извне поступает сигнал на задействование устройства торможения и спецвычислитель вырабатывает команды управления, в том числе раскрытия створок контейнера фиг. 1 поз. 6., раскрытия штанги фиг. 1 поз. 3 с закрепленным на ее конце надувным устройством фиг. 1, поз. 2.

Как вариант, контейнер с надувной конструкцией из эластичной оболочки, механизмом ее крепления к контейнеру, выталкивания, раскрытия может быть установлен на раздвижной телескопической штанге фиг. 3, поз. 3. Заблаговременно раскрытая до надува штанга играет роль аэродинамического стабилизатора, обеспечивая благоприятную ориентацию надувной конструкции при ее срабатывании, а также на больших высотах, работая в качестве гравитационной системы ориентации КА.

Предлагаемое техническое решение позволяет ускорить сведение с орбит относительно долгоживущих космических аппаратов с незначительной «конструктивной» парусностью, решая задачу очистки космического пространства.

1. Устройство аэродинамического торможения космического аппарата (КА), включающее контейнер с надувной конструкцией из эластичной оболочки, механизм ее крепления к контейнеру, выталкивания и раскрытия, отличающееся тем, что в контейнере установлена автономная система электропитания, автономные или связанные с КА спецвычислитель и радиолиния управления механизмом раскрытия, выключенная при штатной работе КА, механизм выталкивания и крепления к контейнеру надувной конструкции выполнен в виде раздвижной штанги телескопического типа или из упругой металлической ленты с длиной в раскрытом виде, превышающей максимальный габарит КА, эластичная оболочка выполнена из материала изменяемой под воздействием солнечного излучения ультрафиолетового диапазона жесткости и закреплена на торце раздвижной штанги, оболочка выполнена светопроницаемой для солнечного излучения и заполнена газифицируемым под действием ультрафиолетового диапазона солнечного излучения порошковым материалом, с обеспечением наддува оболочки до площади миделя, превышающей площадь миделя КА не менее чем в три раза, при этом контейнер выполнен из непрозрачного для ультрафиолетового солнечного излучения материала.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что контейнер установлен на торце раздвижной штанги телескопического типа.

3. Устройство по любому из пп. 1, 2, отличающееся тем, что эластичная оболочка связана гибким шлангом с газовым баллоном, размещенным в контейнере или корпусе КА.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к ракетной технике. В первом варианте космической головной части (КГЧ), включающей переходной отсек для крепления головного обтекателя и полезную нагрузку, на внутренней поверхности переходного отсека посредством узлов крепления размещены отделяемые части разделяемых плат электросоединителей и бортовая аппаратура.

Изобретение относится к спутниковым системам наблюдения Земли. Способ включает перевод спутника с кратной геосинхронной орбиты на близкую по высоте компланарную квазисинхронную орбиту с малой периодичностью наблюдения заданного района Земли.
Изобретение относится к системам автоматической стыковки космических аппаратов (КА). Устройство автоматической стыковки КА в операциях орбитального обслуживания содержит штырь на обслуживающем КА и коническое гнездо на обслуживаемом КА.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА), в частности для предотвращения сближения КА с активным объектом (АО). Согласно способу излучаемые приближающимся АО сигналы регистрируют на борту КА детекторами плоской формы, расположенными на поверхности сферической оболочки.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат состоит из жестко связанных с корпусом двух реактивных двигателей, конусообразной камеры сгорания, жестко связанной с выхлопным соплом в конце камеры сгорания.

Изобретение относится к области электрических двигателей, в частности двигателей на эффекте Холла, и, в частности, касается средств контроля расхода рабочего тела, подаваемого в электрический двигатель, в рамках применения для космического аппарата.

Изобретение относится к эксплуатации группировки, преимущественно автоматических космических аппаратов (КА). Согласно способу комплектуют на Земле целевой КА, предназначенный для замещения неработающего КА (НКА), и сервисный КА.

Изобретение относится к удалению объектов крупногабаритного космического мусора (ККМ) (напр., отработавших разгонных блоков) на орбиты с ограниченным временем их существования.

Изобретение может быть использовано для построения местной вертикали по изображению горизонта Земли при ориентации и навигации космических летательных аппаратов.

Изобретение относится к оптико-электронным приборам, используемым в системах управления движением космического аппарата (КА), гл. обр., к мишени стыковки пассивного КА.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании связных (телекоммуникационных) космических аппаратов (КА) для бесконтактного неразрушающего контроля качества полупроводниковых фотопреобразователей (ФП) солнечных батарей (БС). Заявленный способ тестирования арсенид-галлиевых фотопреобразователей в составе солнечных батарей включает облучение участка поверхности тестируемого фотопреобразователя лазерным излучением с длиной волны (0,40÷0,55) мкм, контроль возникающего в необлученном участке фотоэлектролюминесцентного излучения на фотоприемник и определение качества фотопреобразователя путем сравнивания измеренной интенсивности фотоэлектролюминесцентного излучения тестируемого фотопреобразователя с интенсивностью фотоэлектролюминесцентного излучения эталонного фотопреобразователя. Заявленное устройство для тестирования арсенид-галлиевых фотопреобразователей в составе солнечных батарей для реализации указанного выше способа включает лазер с длиной волны излучения 0,40÷0,55 мкм, фотоприемник, установленные на манипулятор с возможностью их вертикального и горизонтального возвратно-поступательного перемещения в двух взаимно перпендикулярных направлениях. Причем в качестве фотоприемника используют цифровой фотоаппарат, а включением и выключением лазерного излучателя, включением съемки цифровым фотоаппаратом, выбором координат тестируемого фотопреобразователя управляют с использованием ПЭВМ, для чего дополнительно введена ПЭВМ, связанная с лазерным излучателем, цифровым фотоаппаратом и манипулятором. Технический результат - повышение технологических возможностей тестирования арсенид-галлиевых фотопреобразователей в составе солнечных батарей в процессе изготовления КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию первой оси КА на центр Земли путем его разворотов вокруг второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю. Ориентацию второй оси КА относительно плоскости Солнце - КА - Земля проводят путем создания и поддержания скорости вращения вокруг первой оси КА по информации с блока измерения угловых скоростей. Изменяют знак этой скорости каждый раз при уменьшении сигнала с панелей СБ. Нормаль к поверхности СБ совмещают с направлением на Солнце путем разворота панелей СБ вокруг оси, параллельной третьей оси КА по расчетной баллистической информации с использованием привода солнечных батарей. На особых участках орбиты: при малых и больших углах Солнце - КА - Земля управляют вращением КА вокруг первой оси по баллистической информации и интегралу от скорости указанного вращения (курсовому углу). Техническим результатом изобретения является обеспечение рабочей ориентации панелей СБ при неисправности прибора ориентации на Солнце. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию первой оси КА на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю, а также ориентацию панелей СБ на Солнце путем разворота КА относительно первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью Солнце - КА - Земля по информации с прибора ориентации на Солнце (ПОС). Панели СБ ориентируют на Солнце путём их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА, приводом СБ по информации с ПОС. При этом на каждом цикле управления определяют расчетный угол между нормалью к поверхности СБ и второй осью КА путем интегрирования расчетной угловой скорости вала привода СБ, по которой сформировано управление СБ на предыдущем цикле управления. По величине данного угла управляют скоростью вала привода СБ, уточняя величину этого угла при каждом прохождении реперного концевого контакта. Технический результат состоит в возможности обеспечить ориентацию панелей СБ на Солнце при отсутствии датчика угла поворота вала привода СБ или его неисправности. 3 ил.

Изобретение относится к наземным электротехническим испытаниям космических аппаратов. Способ заключается в проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей (АБ) с активным термостатированием и контролем температуры штатных АБ и в хранении их без проведения термостатирования. Вначале на посадочные места штатных АБ устанавливают блоки согласования (габаритные макеты) имитаторов АБ. На корпусе каждого блока монтируют входные и выходные электрические соединители, соответствующие соединителям АБ. Выходные соединители всех блоков подключают к бортовой кабельной сети, а входные соединители через технологическую и наземную кабельные сети - к имитаторам АБ. По завершении наземных испытаний указанные блоки согласования, кабельные сети и имитаторы АБ демонтируют. На термоплаты системы терморегулирования устанавливают штатные АБ, образуя штатную конфигурацию системы электропитания. Техническим результатом является сохранение ресурсных характеристик и повышение надежности эксплуатации различных типов аккумуляторных батарей (АБ) на разных этапах их жизненного цикла. 3 ил.

Изобретение относится к средствам увода с орбиты выработавших свой ресурс или отказавших автоматических космических аппаратов. Устройство содержит контейнер с надувной конструкцией в виде эластичной оболочки, механизм ее крепления к контейнеру, выталкивания и раскрытия. Данный механизм включает в себя раздвижную телескопическую штангу или упругую ленту с длиной в раскрытом состоянии, превышающей максимальный габарит КА. В контейнере, который может быть установлен на торце штанги, размещены системы автономного электропитания, радиосвязи и др. Оболочка выполнена из материала с жесткостью, изменяемой под действием солнечного ультрафиолетового излучения, и заполнена порошком, газифицируемым под действием указанного излучения. Оболочка может быть также связана гибким шлангом с газовым баллоном, размещенным в контейнере или корпусе КА. Площадь миделя оболочки в рабочем состоянии не менее чем в три раза превышает площадь миделя КА. Техническим результатом является повышение автономности устройства аэродинамического торможения КА и возможности его применения при любой ориентации КА. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх