Модульный космический аппарат Российский патент 2023 года по МПК B64G1/10 B64G1/62 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании искусственных спутников планет, имеющих атмосферу, преимущественно в конструкциях искусственных спутников Земли (ИСЗ).

В настоящее время существует проблема засорения околоземного космического пространства отработанными ИСЗ, прекратившими свое штатное функционирование в силу разных причин (выработки ресурса, ошибки при выведении, аварии и др.) (ГОСТ Р 52925-2008. Общие требования к космическим средствам по ограничению техногенного засорения околоземного космического пространства). При этом значительную часть указанных ИСЗ составляют малые спутники, в том числе, так называемые наноспутники (спутники массой 1-10 кг). Такие спутники благодаря развитию микроминиатюризации и нанотехнологий, позволяют обеспечить получение достаточно большого объема научной информации при минимальных затратах на их выведение. Причем малая масса и размеры наноспутников делает эффективным их выведение в качестве попутных нагрузок при запуске других космических аппаратов (КА). Вместе с тем, тенденция к миниатюризации спутников усугубляет проблему космического мусора, увеличивая число объектов в околоземном космическом пространстве, и увод исчерпавших ресурс КА с орбиты становится весьма актуальной проблемой, особенно для низких околоземных орбит высотой от 200 до 900 км, которые характеризуются значительной плотностью засоренности техногенных объектов размером от 1 см до 10 см. (Вениаминов С.С, Червонов A.M. Космический мусор - угроза человечеству. 2-е изд., испр. и доп., М.: Ин-т космических исслед. Российской акад. наук (ИКИ РАН), 2013. с. 89. (Сер. Механика, управление и информатика)). На момент 2017 года количество объектов космического мусора на низких орбитах составляло 5923 шт. (Зеленцов В. В. Проблемы мелкого космического мусора // Наука и Образование. МГТУ им. Н.Э. Наука и Образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана. Электрон, журн. 2015. №04. с. 93. DOI: 10.7463/0415.0764904).

Указанная проблема решается различными путями, в зависимости от видов КА. Для ряда спутников, в том числе, для орбитальных средств с ядерными энергетическими установками и геостационарных спутников, как правило, используют так называемые «орбиты захоронения, на которые переводят отработанные аппараты» (ГОСТ Р 52925-2008). На данных орбитах КА могут находиться многие годы, в том числе, до неограниченного периода времени. В других случаях снижают орбиту КА таким образом, чтобы КА начал тормозиться в атмосфере Земли и был полностью разрушен в процессе торможения либо упал бы в безопасном районе поверхности Земли, например, в океане (Баранов В.Н. и др. Управление аэродинамическим торможением низкоорбитальных космических аппаратов. Известия РАН. Теория и системы управления. 2001. С. 152-159).

Известны ИСЗ, снабженные устройством для спуска с орбиты, выполненным в виде свернутой в компактный объем сферы, развертываемой в космосе при подаче газа в ее герметичную полость (Gossamor Orbit Lowering Device (GOLD); a Lightweight, Low-cost, and Simple De-orbit Sistem. Global Aerospace Corporation. April 16, 2003, 25 с). Это техническое решение предлагалось для спуска с орбиты российской пилотируемой станции «Мир» массой 140 тонн с помощью присоединяемой к ней сферы диаметром 176 м, изготовленной из термостойкой пленки толщиной 9 микрон. Из-за торможения этой сферы в разреженных слоях атмосферы должно было бы произойти постепенное снижение станции, вход в плотные слои атмосферы в произвольном районе и полное или частичное ее сгорание. Недостатком данного решения является высокая вероятность нарушения герметичности и аэродинамической формы оболочки (особенно при большом диаметре оболочки), вследствие попадания в нее техногенных объектов космического мусора и микрометеоритов, что снижает надежность и скорость увода ИСЗ.

Стремление к снижению затрат на разработку и запуск ИСЗ привело к широкому использованию при разработке КА, в частности ИСЗ, модульных конструкций, состоящих, как правило, из несущей конструкции и, устанавливаемых на них различных приборов и агрегатов, примером чего является конструкция КА SibCube (Зуев Д.М. и др. Проект КА СибГАУ класса CubeSat// Вести. СибГАУ. 2014. №4(56). С. 160-166).

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению, выбранным в качестве прототипа, является модульный КА типа CubeSat, выполненный в виде пакета последовательно установленных одноразмерных кубических модулей со служебной и целевой аппаратурой и надувной оболочкой, помещенной в сложенном виде в модуль аэродинамического торможения, расположенный со стороны одного из торцов модульного пакета, и связанной с ним посредством гибкого фала (патент РФ 2703818, приоритет от 25.12.2018). При этом модуль аэродинамического торможения включает силовой каркас из нижней и верхней горизонтальных плит, соединенных посредством четырех вертикальных штифтов, и боковых панелей, блок управления с таймером, аккумуляторные батареи и крышку с электромагнитным замком, подключенным к таймеру, установленную на верхней плите с возможностью отделения. Расправление оболочки при ее выводе из контейнера в космическое пространство обеспечивается воздействием остаточного атмосферного газа. Предлагаемая конструкция модульного КА позволяет после прекращения его функционирования обеспечить увод КА с орбиты и последующее аэродинамическое торможение на атмосферном участке траектории до сгорания оболочки в плотных слоях атмосферы. При этом сравнительно небольшая масса аппарата и диаметра оболочки обеспечивают большую надежность осуществления аэродинамического торможения, чем для массивных КА, типа станции «Мир», однако, при большом загрязнении космическим мусором околоземных орбит не удается добиться высокой надежности ликвидации отработавших КА.

Технической проблемой, решаемой предлагаемым изобретением, является обеспечение надежного и прогнозируемого увода модульных спутников типа CubeSat с рабочей орбиты после прекращения их штатного функционирования.

Указанная техническая проблема решается за счет того, что в отличие от известного модульного космического аппарата, выполненного в виде пакета последовательно установленных одноразмерных кубических модулей со служебной и целевой аппаратурой и надувной оболочкой, помещенной в сложенном виде в модуль аэродинамического торможения, расположенный со стороны одного из торцов модульного пакета, и связанной с ним посредством гибкого фала, при этом модуль аэродинамического торможения включает силовой каркас из нижней и верхней горизонтальных плит, соединенных посредством четырех вертикальных штифтов, и боковых панелей, блок управления с таймером, аккумуляторные батареи и крышку с электромагнитным замком, подключенным к таймеру, установленную на верхней плите с возможностью отделения, новым является то, что модуль аэродинамического торможения снабжен генератором пены, а набор плит силового каркаса дополнен тремя промежуточными плитами, при этом блок управления размещен между нижней и первой промежуточной плитой, а генератор пены и аккумуляторные батареи размещены с возможностью фиксации между первой и третьей промежуточной плитой, имеющей осевое отверстие с диаметром, равным диаметру фала, и установлены, соответственно, в осевом и периферийных отверстиях, выполненных во второй промежуточной плите, причем фал выполнен полым, а его внутренняя полость сообщена с внутренней полостью надувной оболочки, при этом генератор пены соединен с фалом через электромагнитный клапан, который вместе с замком крышки подключены к таймеру блока управления, а расправление оболочки при ее выводе из контейнера в космическое пространство обеспечивается воздействием пены, поступающей в оболочку из генератора пены с момента открытия клапана и крышки по сигналу таймера до полного расправления оболочки и застывания пены.

Кроме того, оболочка тормозного элемента снабжена дренажными отверстиями.

Наполнение пеной тормозной оболочки, например, полиуретановой пеной ESPAK 90, с последующим ее застыванием, обеспечивает надежную защиту тормозной оболочки от потери аэродинамической формы при попадании в нее частиц космического мусора, что позволит повысить надежность и стабильность увода спутников типа CubeSat с низких околоземных орбит и уменьшить число техногенных объектов на низких орбитах.

При этом дренажные отверстия в тормозной оболочке, равномерно распределенные по всей поверхности, обеспечивают выход излишек пены и сохранение аэродинамической формы оболочки.

Дополнение набора плит силового каркаса тремя промежуточными плитами, позволяет наиболее рациональным способом разместить в силовом каркасе элементы модуля аэродинамического торможения и обеспечить их надежную фиксацию в продольном и поперечном направлениях.

Данное решение по снабжению КА дополнительными элементами в виде генератора пены и промежуточными плитами каркаса несущественно увеличивают массу модуля аэродинамического торможения. Например, для увода наноспутника Cubesat массой 5 кг может быть использован модуль увода массой 630 грамм, который содержит тонкопленочную тормозную оболочку диаметров 2 метра (объем тормозной оболочки 4,2 м³). Аналогичная оболочка, наполненная полиуретановой пеной ESPAK 90 в условиях вакуума, будет весить 4 грамма. Плотность пеноматериала ESPAK 90 составляет 10^-3 кг/м³, коэффициент расширения 1,2×10⁶ (М. Andrenucci, P. Pergola, А. Ruggiero Active Removal of Space Debris Expanding foam application for active debris removal. Final Report. 2011. C.76. http://www.esa.int/act). В исходном состоянии объем пеноматериала составит 2 мл. Наличие генератора пены по сравнению с прототипом увеличит массу модуля аэродинамического торможения не более чем на 5%. Масса промежуточных плит, выполненных из сплава алюминия, составит порядка 90 г, что увеличит массу модуля аэродинамического торможения еще на 15%. Суммарная масса модуля аэродинамического торможения с генератором пены и промежуточными плитами составит около 750 г.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где

Фиг. 1 - общий вид модульного КА с модулем аэродинамического торможения;

Фиг. 2 - составные части модуля аэродинамического торможения (до сборки);

Фиг. 3 - общий вид модуля аэродинамического торможения (боковые грани скрыты)

Фиг. 4 - общий вид модульного КА с расправленной надувной оболочкой.

Космический аппарат 1 содержит пакет последовательно установленных одноразмерных кубических модулей 2 со служебной и целевой аппаратурой. Аппарат снабжен модулем аэродинамического торможения 3, расположенным со стороны одного из торцов модульного пакета, и включающий силовой каркас 4, надувную оболочку 5, помещенную в сложенном виде в модуль аэродинамического торможения и связанную с ним посредством гибкого фала 6, генератора пены 7, блок управления 8 с таймером, аккумуляторные батареи 9 и крышку 10 с электромагнитным замком 11.

Силовой каркас 4 состоит из нижней 12, трех промежуточных 13, 14, 15 и верхней 16 горизонтальных плит, и боковых панелей 17, которые соединяются между собой и присоединяются к модульному пакету посредством четырех вертикальных штифтов 18.

Блок управления 8 размещен между нижней 12 и первой промежуточной плитой 13, генератор пены 7 и аккумуляторные батареи 9 размещены с возможностью фиксации между первой 13 и третьей промежуточной плитой 15, имеющей осевое отверстие с диаметром, равным диаметру фала 6, и установлены, соответственно, в осевом и периферийных отверстиях, выполненных во второй промежуточной плите 14, которые ограничивают их перемещение генератора пены и аккумуляторных батарей в горизонтальной плоскости. Надувная оболочка 5 размещена между третьей промежуточной 15 и верхней 16 плитами.

Верхняя плита 16 снабжена крышкой 10 с электромагнитным замком 11, подключенным к таймеру, которая установлена на верхней плите 16 с возможностью отделения, а на боковых панелях 17 могут быть установлены фотопреобразователи солнечного излучения 19 для зарядки аккумуляторных батарей.

Фал 6 выполнен полым, а его внутренняя полость сообщена с внутренней полостью надувной оболочки 5, при этом генератор пены 7 соединен с фалом через электромагнитный клапан 20, который вместе с замком крышки 11 подключены к таймеру блока управления 8.

Оболочка тормозного элемента снабжена дренажными отверстиями 21. При завершении программы работы спутника от таймера блока управления 8 поступает сигнал на открытие клапана 20 и отключение электромагнитного замка 11 для отделения крышки 10 от верхней плиты 16. Расправление оболочки 5 при ее выводе из контейнера в космическое пространство обеспечивается воздействием пены, поступающей в оболочку 5 из генератора пены 7 через фал 6 до полного расправления оболочки и застывания пены. Избыток пены, при ее расширении, выходит через дренажные отверстия 21, чтобы не деформировать оболочку 5. При полном отверждении пены оболочка 5 приобретает форму шара и обеспечивает торможение КА, произвольно самоориентируясь в атмосферном потоке, замедляясь под действием аэродинамических сил, и осуществляет спуск с орбиты КА в плотные слои атмосферы Земли, где происходит сгорание оболочки и полное или частичное сгорание КА. При этом попавшие в оболочку части техногенных объектов и оставшиеся внутри отвержденной пены в процессе увода КА также удаляются с низких околоземных орбит и полностью или частично сгорают в атмосфере Земли.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к уводу искусственных спутников планет с рабочей орбиты. Космический аппарат (КА) содержит пакет последовательно установленных одноразмерных кубических модулей со служебной и целевой аппаратурой. Аппарат снабжен модулем аэродинамического торможения. В него помещена в сложенном виде надувная оболочка. Они связаны посредством гибкого полого фала. КА содержит силовой каркас из нижней, трех промежуточных и верхней горизонтальных плит, четырех вертикальных штифтов, боковые панели, блок управления с таймером, генератор пены, аккумуляторные батареи и крышку с электромагнитным замком. Расправление оболочки при ее выводе из контейнера в космическое пространство обеспечивается воздействием пены, поступающей в оболочку из генератора пены с момента открытия клапана и крышки по сигналу таймера до полного расправления оболочки и застывания пены. Достигается возможность надежного и прогнозируемого увода модульных спутников типа CubeSat с рабочей орбиты после прекращения их штатного функционирования. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Модульный космический аппарат, выполненный в виде пакета последовательно установленных одноразмерных кубических модулей со служебной и целевой аппаратурой и надувной оболочкой, помещенной в сложенном виде в модуль аэродинамического торможения, расположенный со стороны одного из торцов модульного пакета, и связанной с ним посредством гибкого фала, при этом модуль аэродинамического торможения включает силовой каркас из нижней и верхней горизонтальных плит, соединенных посредством четырех вертикальных штифтов, и боковых панелей, блок управления с таймером, аккумуляторные батареи и крышку с электромагнитным замком, подключенным к таймеру, установленную на верхней плите с возможностью отделения, отличающийся тем, что модуль аэродинамического торможения снабжен генератором пены, а набор плит силового каркаса дополнен тремя промежуточными плитами, при этом блок управления размещен между нижней и первой промежуточной плитой, надувная оболочка размещена между третьей промежуточной и верхней плитами, а генератор пены и аккумуляторные батареи размещены с возможностью фиксации между первой и третьей промежуточной плитой, имеющей осевое отверстие с диаметром, равным диаметру фала, и установлены, соответственно, в осевом и периферийных отверстиях, выполненных во второй промежуточной плите, причем фал выполнен полым, а его внутренняя полость сообщена с внутренней полостью надувной оболочки, при этом генератор пены соединен с фалом через электромагнитный клапан, который вместе с замком крышки подключены к таймеру блока управления, а расправление оболочки при ее выводе из контейнера в космическое пространство обеспечивается воздействием пены, поступающей в оболочку из генератора пены с момента открытия клапана и крышки по сигналу таймера до полного расправления оболочки и застывания пены.

2. Модульный космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что оболочка снабжена дренажными отверстиями.