Реактивная система управления малым космическим аппаратом Российский патент 2024 года по МПК F02K9/26 B64G1/26 

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным средствам управления ориентацией и полетом космических аппаратов и может быть использовано для коррекции орбиты и управления положением при полете малых космических аппаратов.

Известен импульсный реактивный микродвигатель, содержащий функциональный твердотопливный заряд из параллельных канальных шашек, установленный в камере сгорания с газоводами сообщения с ресивером, который оснащен выпускным соплом, и перекрытый жестко связанными запальной и выходной диафрагмами. Под запальной диафрагмой расположен усилительный пиротехнический заряд, инициируемый центральным электровоспламенителем, закрепленным в крышке, снабженной конфузором. (Патент RU 171 965 U1. Импульсный реактивный микродвигатель. - МПК: F02K 9/28, F02K 9/30. - Опубл. 22.06.2017).

Известен лазерный пиропатрон, состоящий из корпуса, установленного в нем сплошного оптического вкладыша из прозрачного материала с постоянным показателем преломления, фокусирующего излучение, установленного вплотную к задней поверхности вкладыша рабочего пиротехнического заряда и поджимающей его с другой стороны кольцевой гайки. (Патент RU 212 226 U1. Лазерный пиропатрон. - МПК: F42 В 3/113. - Опубл. 17.12.2021).

Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с размещенным в нем твердым топливом, выполненным с центральным сквозным каналом, сопловый блок и запальник, аксиальный центральному каналу и вмонтированный в переднее днище корпуса, причем запальник выполнен с возможностью инициирования от лазера возбуждающего возгорания воспламенителя направленным пучком лазерного излучения заданной формы импульса с фокусом на слой легковоспламеняющегося вещества, нанесенного на торец воспламенителя. (Патент US 3177651 А. Ракетный двигатель твердого топлива. - МПК: F02K 9/95. - Опубл. 13.04.1965).

Известны варианты твердотопливного ракетного двигателя, содержащие корпус, топливный заряд, сопловый блок, воспламенитель, установленный на переднем днище, лазерное устройство инициирования воспламенения заряда, находящегося внутри корпуса. Запальник включает лазер, соединенный кабелем с источником электропитания и направленный фокусом пучка лазерного излучения заданной формы импульса на слой легковоспламеняющегося вещества. Воспламенитель помещен в перфорированную оболочку и с радиальным просветом установлен в кожухе, одним торцом герметически соединенным с лазером. В запальнике, установленном в заднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен патрубок, которым запальник эксцентрично центральному каналу вмонтирован в заднее днище корпуса с возможностью концентрированного выброса пламени от воспламенителя через форкамеру на торец твердого топлива. (Патент RU 2642764С2. Твердотопливный ракетный двигатель (варианты). - МПК: F02K 9/95. - Опубл. 27.11.2016).

Известен блок реактивных двигателей космического аппарата (КА), содержащий четыре равнотяговых двигателя с направленными под углом к осям связанного базиса и смещенными относительно центра масс (ЦМ) КА продольными осями, установленных на корпусе КА так, что равнодействующая векторов тяг всех двигателей по модулю отлична от нуля и совпадает с одной из осей связанного базиса. Двигатели и вектора их тяг отклонены только в одной плоскости связанного базиса и на малый угол, за счет чего проекции управляющих моментов противоположных относительно ЦМ двигателей на одну из двух осей связанного базиса, перпендикулярную равнодействующей векторов их тяг, складываются, компенсируясь при этом с результирующим моментом от второй пары двигателей, проекции на другую перпендикулярную ось равны нулю. Кроме того, за счет равномерного размещения двигателей на окружности заданного радиуса и сонаправленности векторов их тяг проекции управляющих моментов на третью ось, совпадающую с результирующим вектором тяги, взаимно компенсируются. (Патент RU 170 380 U1. Блок реактивных двигателей космического аппарата. - МПК: B64G 1/26. - Опубл. 24.04.2017).

Известна система управления вектором тяги ракетного двигателя, содержащая сопло с насадкой, из которого выбрасывается в окружающее пространство часть газов, поступающих из камеры сгорания, снабженная устройством управления вектором тяги, выполненным в виде шарового кольца с отверстиями, диаметрально расположенными относительно продольной оси сопла, соединенного с электродвигателем. (Патент RU 17336 U1. Система управления вектором тяги ракетного двигателя. - МПК: F02K 9/00. - Опубл. 27.03.2003).

Известна реактивная система управления движением космического аппарата, включающая маршевые или корректирующие электроракетные двигатели и термические ракетные двигатели ориентации и стабилизации, последние выполнены, например, в виде единого блока и снабжены аккумулятором тепла, а в систему управления дополнительно введен блок регулирования температуры. Эти двигатели могут выноситься на расстояние до 2-5 диаметров корпуса аппарата. Термические двигатели могут быть объединены по рабочему телу с маршевыми или корректирующими двигателями. (Патент RU 2 149 805 С1. Реактивная система управления движением космического аппарата. - МПК: B64G 1/26. - Опубл. 27.05.2000).

Недостатком известных реактивных двигателей является их большие габариты и масса, что не позволяет их использовать для управления полетами малых космических аппаратов.

Основной задачей предлагаемого изобретения является уменьшение габаритов и снижение массы твердотопливного ракетного двигателя, позволяющей использовать его для стабилизации и управления полетами малых космических аппаратов.

Техническим результатом использования заявляемой реактивной системы управления малым космическим аппаратом является уменьшение габаритов и снижение массы твердотопливных ракетных двигателей, позволяющие использовать их на малых космических аппаратах.

Указанный технический результат достигается тем, что в известной реактивной системе управления движением космического аппарата, включающей корректирующие ракетные двигатели ориентации и стабилизации полета, выполненные единым блоком, вынесенные за пределы корпуса космического аппарата и соединенные с блоком управления полетом, согласно предложенному техническому решению,

блок снаряжен твердотопливными реактивными микродвигателями, выполненными с оптическим вкладышем из сплошного прозрачного термостойкого материала на торце, и содержит, по крайней мере, один лазерный воспламенитель пиротехнического запальника твердотопливного заряда в реактивном микродвигателе, устанавливаемый перед оптическим вкладышем реактивного микродвигателя;

блок твердотопливных реактивных микродвигателей выполнен в виде кольцевой обоймы с возможностью цикличного поворота, по меньшей мере, на угол, равный углу между смежными реактивными микродвигателями, относительно корпуса малого космического аппарата;

габариты корпуса твердотопливного реактивного микродвигателя соответствуют размерам гильзы патрона малого калибра (диаметр 7,62 мм);

твердотопливный заряд реактивного микродвигателя составлен из набора параллельных канальных шашек;

оптическим вкладыш изготовлен из кварцевого стекла;

твердотопливные реактивные микродвигатели выступают за пределы кольцевой

обоймы, по меньшей мере, на длину сопла сверхзвуковой реактивной струи;

сопло сверхзвуковой реактивной струи выполнено с возможностью отклонения на угол от центральной оси твердотопливного реактивного микродвигателя.

На фиг. 1 схематично представлена кольцевая обойма, снаряженная твердотопливными реактивными микродвигателями; на фиг. 2 - твердотопливный реактивный микродвигатель с лазерным воспламенителем запальника; на фиг. 3 - малый космический аппарат с твердотопливными реактивными микродвигателями и лазерным воспламенителем запальника.

Реактивная система управления МКА включает установленную на корпусе МКА 1 кольцевую обойму 2, снаряженную твердотопливными реактивными микродвигателями 3 в количестве до 40 шт., и соединенные с блоком управления (условно не показан) с возможностью коррекции ориентации и стабилизации полета МКА. (Фиг. 1). Кольцевая обойма 2 установлена на корпусе МКА 1 с возможностью цикличного поворота относительно корпуса МКА 1, по меньшей мере, на угол, равный углу ϕ между смежными реактивными микродвигателями 3. Габариты корпуса твердотопливного реактивного микродвигателя 3 соответствуют размерам гильзы патрона малого калибра, а твердотопливный заряд 4 реактивного микродвигателя 3 составлен из набора параллельных канальных шашек массой 1 гр., создающий реактивную тягу, равную импульсу силы 0,1 кН⋅с.

Твердотопливные реактивные микродвигатели 3 содержат оптический вкладыши 5 из сплошного термостойкого материала, изготовленные из кварцевого стекла и установленные на торце 6 корпуса реактивного микродвигателя 3, и сопло 7 сверхзвуковой реактивной струи газа от сгорания твердотопливного заряда 4, выполненное с возможностью отклонения на угол α от центральной оси твердотопливного реактивного микродвигателя. (Фиг. 2). Реактивная система управления МКА 1 содержит, по крайней мере, один лазерный воспламенитель 8 пиротехнического запальника 9 твердотопливного заряда 4 в реактивном микродвигателе 3, установленный перед оптическим вкладышем 5. Реактивные микродвигатели 3 выступают за пределы кольцевой обоймы 2, по меньшей мере, на длину сопла 7 сверхзвуковой реактивной струи газа от сгорания твердотопливного заряда 4. (Фиг. 3).

Реактивная система управления МКА работает следующим образом.

Блок управления полетом МКА анализирует данные о положении МКА 1 на орбите и сопоставляет их с требуемым его положением. На основании полученных данных блок управления производит их первичную обработку, формирует и по линиям связи выдает управляющие воздействия кольцевой обойме 2 на очередной перевод снаряженного твердотопливного реактивного микродвигателя 3 путем поворота кольцевой обоймы 2 на угол ϕ относительно лазерного воспламенителя 8 и отклонение сопла 7 сверхзвуковой реактивной струи на угол α от центральной оси твердотопливного реактивного микродвигателя 3, выступающего за пределы кольцевой обоймы 2, по меньшей ме-ре, на длину сопла 7, для выполнения необходимой ориентации полета МКА 1 на орбите. После получения по линиям обратной связи ответного сигнала о состоянии твердотопливного реактивного микродвигателя 3 и сопла 7 в блоке управления формируется и по линии обратной связи выдается набор команд на отклонение сопла 7 и включение лазерного воспламенителя 8 пиротехнического запальника 9 твердотопливного заряда 4 через сплошной оптический вкладыш 5 из кварцевого стекла для ориентации МКА 1, а по линии связи блоком управления производится контроль выполнения команд. Твердотопливный реактивный микродвигатель 3 посредством отклонения сопла 7 создает требуемые управляющие воздействия на реактивную систему управления МКА 1, изменяющие положение МКА 1 на орбите.

Работоспособность микродвигателей твердого топлива была проверена на стенде с тягоизмерительным устройством на основе тензодатчика. Камера сгорания была выполнена из гильзы патрона пистолета Макарова. Воспламенение заряда твердого топлива производилось лазерным диодом.

Масса заряда составляла М_т=0,002 кг, удельный импульс I_у=2500 м/с.Расчетное значение полного импульса I_i=M_t * I_у=0,002 кг * 2500 м/с=5 Н*с. Сорок таких микродвигателей дадут полный импульс , необходимый для управления нано - спутником весом 5-10 кг.

Эксперименты на стенде подтвердили представленные расчетные данные.

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным средствам управления ориентацией и полетом космических аппаратов. Реактивная система управления малых космических аппаратов (МКА) включает корректирующие ракетные двигатели ориентации и стабилизации полёта, выполненные единым блоком, вынесенные за пределы корпуса космического аппарата и связанные с блоком управления полётом, при этом блок снаряжён твёрдотопливными реактивными микродвигателями, выполненными с оптическим вкладышем из сплошного прозрачного термостойкого материала на торце, и содержит, по крайней мере, один лазерный воспламенитель пиротехнического запальника твёрдотопливного заряда в реактивном микродвигателе, устанавливаемый перед оптическим вкладышем реактивного микродвигателя. Блок твёрдотопливных реактивных микродвигателей выполнен в виде кольцевой обоймы с возможностью цикличного поворота, по меньшей мере, на угол, равный углу между смежными реактивными микродвигателями, относительно корпуса малого космического аппарата. Габариты корпуса твёрдотопливного реактивного микродвигателя соответствуют размерам гильзы патрона малого калибра. Твёрдотопливный заряд реактивного микродвигателя составлен из набора параллельных канальных шашек. Оптический вкладыш изготовлен из кварцевого стекла. Твёрдотопливные реактивные микродвигатели выступают за пределы кольцевой обоймы, по меньшей мере, на длину сопла сверхзвуковой реактивной струи.

Сопло сверхзвуковой реактивной струи выполнено с возможностью отклонения на угол от центральной оси твёрдотопливного реактивного микродвигателя. Изобретение обеспечивает уменьшение габаритов и снижение массы твердотопливных ракетных двигателей, позволяющие использовать их на малых космических аппаратах. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Реактивная система управления малым космическим аппаратом, включающая корректирующие ракетные двигатели ориентации и стабилизации полёта, выполненные единым блоком, вынесенные за пределы корпуса космического аппарата и связанные с блоком управления полётом, отличающаяся тем, что блок снаряжён твёрдотопливными реактивными микродвигателями, выполненными с оптическим вкладышем из сплошного прозрачного термостойкого материала на торце, и содержит, по крайней мере, один лазерный воспламенитель пиротехнического запальника твёрдотопливного заряда в реактивном микродвигателе, устанавливаемый перед оптическим вкладышем реактивного микродвигателя.

2. Реактивная система управления по п. 1, отличающаяся тем, что блок твёрдотопливных реактивных микродвигателей выполнен в виде кольцевой обоймы с возможностью цикличного поворота, по меньшей мере, на угол, равный углу между смежными реактивными микродвигателями, относительно корпуса малого космического аппарата.

3. Реактивная система управления по п. 1, отличающаяся тем, что габариты

корпуса твёрдотопливного реактивного микродвигателя соответствуют размерам гильзы патрона малого калибра.

4. Реактивная система управления по п. 1, отличающаяся тем, что твёрдотопливный заряд реактивного микродвигателя составлен из набора параллельных канальных шашек.

5. Реактивная система управления по п. 1, отличающаяся тем, что оптический

вкладыш изготовлен из кварцевого стекла.

6. Реактивная система управления по п. 1, отличающаяся тем, что твёрдотопливные реактивные микродвигатели выступают за пределы кольцевой обоймы, по меньшей мере, на длину сопла сверхзвуковой реактивной струи.

7. Реактивная система управления по п. 6, отличающаяся тем, что сопло сверхзвуковой реактивной струи выполнено с возможностью отклонения на угол от центральной оси твёрдотопливного реактивного микродвигателя.