Космический летательный аппарат с солнечным парусом Советский патент 1992 года по МПК B64G1/00 

Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно - к конструкции космических летательных аппаратов с солнечным парусом.

Известна конструкция солнечного паруса, требующая для развертывания в пространстве и поддержания своей формы специального силового каркаса, который в силу огромных габаритов СП значительно утяжеляет конструкцию 1

Наиболее близким техническим решением является космический летательный аппарат с солнечным парусом роторного типа, который содержит лопасти из пленочных полотнищ, сметанных в рулоны, тросостержневую силовую систему солнечного паруса и датчиковую аппаратуру, включающую датчики Солнца 2.

Основной недостаток прототипа заключается в невозможности управления парусом путем разворота всей его плоскости, что лишает космический аппарат возможности полета по оптимальным и локально-оптимальным геоцентрическим траекториям.

Цель изобретения - расширение возможностей управления аппаратом, повышение надежности раскрытия паруса и обеспечение возможности безреактивного разворота плоскости паруса относительно выбранной инерциальной оси, проходящей

iV|

о ел о ел

Os

|

через центр масс аппарата для соблюдения условия перемещения вектора угловой скорости аппарата по образующей конуса.

Цель достигается тем, что в космическом летательном аппарате с солнечным па- русом, содержащем лопасти из пленочных полотнищ, сметанных в рулоны, тросостер- жневую силовую систему солнечного паруса и датчиковую аппаратуру, включающую датчики Солнца, солнечный парус выполнен двухлопастным, а его полотнища снабжены жесткими пленочными реями - ведущими и ведомыми, связанными через цилиндрические шарниры с ведущими и ведомыми реями силовой системы, при этом солнечный парус снабжен оптическими мишенями, установленными на ведущих силовых и пленочных реях, а ведомые силовые и пленочные реи снабжены датчиками углового положения ведущих реи относительно ве- домых. Кроме того, космический аппарат снабжен приводами сматывания - наматывания рулонов пленочных полотнищ, выпол- ненных в виде синхронизированных двигателей типа сельсинов. При этом лен- ты-тросы силовой системы выполнены из металлического сплава с аморфной структурой, а также лента-трос силовой системы выполнена с толщиной, равной толщине пленочного полотнища солнечного паруса.

На фиг. 1 представлена конструктивно- компоновочная схема космического летательного аппарата с солнечным парусом; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1.

Устройство содержит 1 - рулон пленочного полотнища паруса, 2 - лопасть паруса, 3 - катушку силовой ленты (троса), 4 - силовую ленту (трос), 5 - корневую поворотную рею рулона пленочного полотнища лопасти паруса с защитно-направляющим кожухом (пленочная рея), 6 - концевую поворотную рею лопасти СП (бомпленрея), 7 - корневую поворотную рею силовой системы с защитно-направляющим кожухом катушек (силовая рея), 8 - концевую поворотную рею силовой системы (бомсилрея), 9 - промежуточную рею (ребро жесткости) лопасти паруса, 10 - механизм взаимного поворота рей, 11 -электродвигатель вращения руло- на пленочного полотнища (катушка силовой системы) паруса, 12 - датчик взаимного углового положения рей, 13 - оптическую мишень, 14 - гермоотсек, 15 - мнопэсопловой двигатель системы ориентации, 16 - инжек- тор заряженных частиц системы нейтрализации электрического заряда паруса, 17 - отделяемый элемент, 18 - блистер датчика Солнца, 19 - блистер датчика Земли, 20 - солнечную батарею пленочного типа.

Космический летательный аппарат с солнечным парусом работает следующим образом.

После выведения аппарата на опорную орбиту осуществляется его ориентация на Солнце и закрутка аппарата. Развертывание, лопастей 2 паруса производится за счет действия центробежных усилий (при этом используется ориентация лопастей на Солнце по типу вентилятора, либо энергетические возможности носителя).

Два рулона 1 пленочного паруса в свернутом виде располагаются вблизи центра масс аппарата - с целью минимизации растягивающих центробежных усилий. При этом защитный кожух обеспечивает экранирование пленки от жесткой компоненты электромагнитного излучения, а также может служить своеобразной направляющей.

Безреактивный разворот ведущих рей производится по командам бортового (наземного) вычислителя с использованием информации от датчиков Солнца и датчиков угла поворота бомпленреи 6 относительно бомсилреи 8, при этом датчики Солнца определяют положение бомсилреи 8 относительно Солнца (для представленной конструкции), а датчики угла поворота 12, конструктивно совмещенные с механизмом взаимного поворота рей 10, позволяют однозначно определять ориентацию концевой части лопасти паруса 2. Одновременно с поворотом бомсилреи 8 по командам датчиков взаимного углового положения 12 (выполнены по типу оптических координаторов) производится разворот друг относительно друга силовых рей 7 (иначе - производится поддержание плоскостности силовой системы). Аналогичнс друг относительно друга производится разворот пленочных рей 5.

Поворот лопастей паруса 2 может быть произведен при любой длине развернуто / части лопасти.

В случае появления возмущений, приводящих к нарушению заданного уровня симметрии паруса, задействуется системе ориентации реактивного типа 15

В случае недостаточности изгибной же сткости лопасти в условиях электростати ческого разглаживания пленочногс полотнище паруса, могут быть применень так называемые промежуточные реи 9.

В качестве полотнища паруса предпо лагается использовать полиимидную пол имерную пленку толщиной 2-5 мкм металлизированным (например, алюминие вым) покрытием толщиной 0,005-05 мкм.

Ленты (тросы) 4 силовой системы пред полагается выполнять из металлическогс

сплава с аморфной структурой (предел прочности на растяжение не менее 4500 Н/мм2 при температуре 200°С. При этом обеспечивается также малый уровень пластической деформации лентам (1-3%), что позволяет стабилизировать размеры паруса подлине в течение всего времени полета; малая величина критического радиуса гиба ленты, сопоставимая с толщиной ленты и допускающая тем самым неоднократное сматывание и наматывание ленты на катушки равного с пленочным рулоном паруса диаметра.

Конструкция аппарата позволяет:

-обеспечить компактное складывание паруса;

-обеспечить раскрытие паруса за счет закрутки аппарата относительно любой оси, которая проходит через центр масс аппарата и перпендикулярна продольной оси лопастей паруса;

-обеспечить требуемую жесткость паруса путем управления частотой его вращения относительно оси закрутки;

-обеспечить возможность синхронного безреактивного разворота лопастей паруса в противоположные стороны;

-обеспечить возможность программного поворота плоскости аппарата ХО относительно выбранной инерционной оси, проходящей через центр масс аппарата (для условия перемещения вектора угловой скорости аппарата по образующей конуса) при помощи как реактивной системы ориентации, так и - в принципе - за счет изменения инерционных характеристик лопастей паруса (иначе - при изменении длины раскрыва лопастей паруса);

-обеспечить потенциальную способность к широкому варьированию площадью паруса без изменения конструкции аппарата.

Поскольку аппарат имеет значительные размеры вдоль оси О, представляется целесообразным использовать так называемый эффект пращи, т.е. размещать отделяемые элементы равной массы симметрично друг другу в периферийных наиболее удаленных точках аппарата с последующим их отделением.

Формула изобретения

1. Космический летательный аппарат с

солнечным парусом, содержащий лопасти из пленочных полотнищ, смотанных в рулоны, тросостержневую силовую систему солнечного паруса, и датчиковую аппаратуру, включающую датчики Солнца, отличающ и и с я тем, что, с целью расширения возможностей управления аппаратом, повышения надежности раскрытия паруса и обеспечения возможности безреактивного разворота плоскости паруса относительно

выбранной инерциальной оси, проходящей через центр масс аппарата для соблюдения условия перемещения вектора угловой скорости аппарата по образующей конуса, в нем солнечный парус выполнен двухлопастным, а его полотнище снабжены жесткими пленочными реями- ведущими и ведомыми, связанными через цилиндрические шарниры с ведущими и ведомыми реями силовой системы, при этом оптический парус снабжен оптическими мишенями, установленными на ведущих силовых и пленочных реях, а ведомые силовые и пленочные реи снабжены датчиками углового положения ведущих рей относительно ведомых.

2. Летательный аппарат по п. 1, о т л и - чающийся тем, что он снабжен приводами сматывания-наматывания рулонов пленочных полотнищ, выполненными в виде синхронизированных двигателей типа

сельсинов,

3. Летательный аппарат по п. 1, о т л и - чающийся тем, что датчики Солнца установлены на ведущих силовых или ведущих пленочных реях.

4. Летательный аппарат по п. 1, отл и- чающийся тем, что лента-трос силовой системы выполнена из металлического сплава с аморфной структурой.

5. Летательный аппарат по п. J. о т л и чающийся тем, что каждая лента-трос силовой системы выполнена толщиной, равной толщине пленочного полотнища солнечного паруса.

f ««ЙТГЛ JW3#fl(W

73

;0

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно - к конструкциям перспективных космических аппаратов с солнечным парусом, Цель изобретения - расширение возможностей управления аппаратом, повышение надежности раскрытия паруса и обеспечение возможности безреактивного разворота плоскости паруса относительно выбранной инерционной оси, проходящей через центр масс аппарата для соблюдения условия перемещения вектора угловой скорости аппарата по образующей конуса. С этой целью космический аппарат выполнен двухлопастным роторного типа, пленочные полотнища 2 солнечного паруса базируются на жесткие поворотные пленочные реи, связанные через цилиндрические шарниры с реями 7 силовой системы, при этом на ведущих силовых и пленочных реях установлены оптические мишени 13, а на ведомых - датчики 12 углового положения. Разработана конструкция обеспечивающих систем. Отделяемые элементы выполнены равной массы и размещены симметрично друг другу в периферийных наиболее удаленных от центра масс аппарата точках. Применение космических аппаратов подобного типа позволит добиться удовлетворительной управляемости солнечного паруса при его увеличении до размеров, определяемых достижимыми теплопрочност- нями характеристиками применяемых материалов. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

mxoKfK f gm y mf fSifss.

Р%5 25 Фиг./

ъагаягтчяяк-ч

фиг.2