Модульный космический аппарат
MODULAR SPACECRAFT

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. Указанная проблема решается различными путями, в зависимости от видов КА. Для ряда спутников, в том числе, для военных спутников 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, что бы 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).
Наиболее простым образом проблема обеспечения увода ИСЗ с орбиты и погружения его в атмосферу Земли решается посредством наличия у КА реактивного тормозного двигателя, который в нужное время вырабатывает тормозной импульс, после чего КА направляется для спуска в заданный район поверхности Земли (Сборник РКК «Энергия» им. СП. Королева под редакцией Ю.П. Семенова, 1996, с. 342-345). Однако такое техническое решение увеличивает массу и стоимость КА, что особо критично для малых ИСЗ. Кроме того, снабжение ИСЗ реактивным тормозным двигателем не решает задачу обеспечения увода ИСЗ в требуемом направлении при его выходе из строя, поскольку для осуществления торможения необходимо предварительно сориентировать ИСЗ в соответствующее положение, что проблематично осуществить при неработающем спутнике.
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.
Реализация данной конструкции предполагает наличие у ИСЗ специальной системы подачи газа в развертываемую сферическую оболочку, что усложняет конструкцию ИСЗ и решение задачи обеспечения увода ИСЗ при его выходе из строя.
Стремление к снижению затрат на разработку и запуск ИСЗ привело к широкому использовании при разработке КА, в частности ИСЗ, модульных конструкций, состоящих, как правило, из несущей конструкции и устанавливаемых на них различных приборов и агрегатов. При этом модульными могут быть как несущие конструкции (патент РФ 2092398, приоритет от 24.10.1995), так и приборные модули (патент РФ 2374148, приоритет от 01.03.2007). Указанное стремление наиболее полно воплотилось при разработке спутников типа CubeSat, которые проводились с 1999 года Политехническим университетом штата Калифорния и Стэнфордским университетом, разрабатывали спецификации CubeSat, чтобы помочь университетам всего мира «выйти в космос». Термин CubeSat был придуман для обозначения наноспутников, которые соответствуют стандартам, указанным в проектных спецификациях. Характерной особенностью ИСЗ типа CubeSat является их выполнение в виде пакета последовательно установленных одноразмерных кубических (прямоугольных) модулей со служебной и целевой аппаратурой, примером чего является выбранная в качестве прототипа конструкция КА SibCube (Зуев Д.М. и др. Проект КА СибГАУ класса CubeSat // Вестн. СибГАУ. 2014. №4(56). С. 160-166) являющимся наиболее близким аналогом к заявленному космическому аппарату. Указанная конструкция упрощает процесс проектирования, изготовления и сборки КА за счет унификации платформ и комплектующих изделий (по оценкам NASA возможно довести в ближайшие годы стоимость запуска CubeSat до 20 тыс. дл.), что позволяет разрабатывать и запускать «кубсаты» университетам, небольшим частным компаниям, любительским объединениям и даже школам. Таким образом, создание спутников типа CubeSat с одной стороны является положительным фактором, поскольку способствует интенсивному развитию космических исследований с увеличением количества участников и запускаемых КА, но с другой стороны облегчение доступности космических исследований для широкого круга участников будет способствовать дальнейшему засорению космического пространства отработанными КА, что в дальнейшем создаст еще большие проблемы при выборе рабочих орбит ИСЗ и обеспечению их безопасного функционирования. Отсюда возникает необходимость снабдить спутники типа CubeSat средствами для их ликвидации после прекращения штатного функционирования, при этом указанные средства не должны усложнять конструкцию ИСЗ, снижать надежность их работы, а также увеличивать стоимость запуска.
Технической проблемой, решаемой предлагаемым изобретением, является обеспечение надежного увода модульных спутников типа CubeSat с рабочей орбиты после прекращения их штатного функционирования и их ликвидации за счет аэродинамического торможения в атмосфере Земли при упрощении конструкции КА, повышению их надежности и снижению стоимости запуска.
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, новым является то, что аппарат снабжен модулем аэродинамического торможения, расположенным со стороны одного из торцов модульного пакета и включающим силовой каркас с установленным в нем герметичным контейнером, содержащим размещенную в сложенном виде газонепроницаемую надувную оболочку, заполненную остаточным атмосферным газом, связанную с контейнером посредством гибкого фала, при этом расправление оболочки при ее выводе из контейнера в космическое пространство обеспечивается воздействием остаточного атмосферного газа.
Кроме того, оболочка тормозного элемента выполнена из полимерной металлизированной пленки.
Снабжение КА модулем аэродинамического торможения, установленным со стороны одного из торцов модульного пакета позволяет обеспечить возможность увода КА с рабочей орбиты после прекращения их штатного функционирования и их ликвидацию в атмосфере Земли за счет аэродинамического торможения при сохранении общей компоновки модульных спутников типа CubeSat.
Выполнение модуля аэродинамического торможения в виде силового каркаса с установленным в нем герметичным контейнером, содержащим размещенную в сложенном виде газонепроницаемую надувную оболочку, заполненную остаточным атмосферным газом, связанную с контейнером посредством гибкого фала, обеспечивает возможность унификации модулей для ИСЗ типа CubeSat и позволяет отказаться от активной системы подачи газа, что упрощает конструкцию модуля, а также повышает его надежность.
Изготовление оболочки тормозного элемента из полимерной металлизированной пленки обеспечивает ее соответствие необходимым термопрочностным характеристикам, гарантирующим надежное раскрытие оболочки и ее функционирование в условиях аэродинамических торможения К А в атмосфере Земли.
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 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, установленным со стороны одного из торцов модульного пакета и включающим силовой каркас 4 с установленным в нем герметичным контейнером 5, содержащим размещенную в сложенном виде газонепроницаемую надувную оболочку 6, заполненную остаточным атмосферным газом, связанную с контейнером посредством гибкого фала 7. Силовой каркас 4 модуля аэродинамического торможения 3 может включать нижнюю плиту 8, являющуюся основной несущей частью модуля 3, боковые панели 9 и верхнюю плиту 10, которые соединяются между собой и присоединяются к модульному пакету 2 четырьмя штифтами 11. На нижней плите 5 может быть установлен аккумуляторная батарея 12 и блок управления модулем аэродинамического торможения 13, который может включать таймер и/или радиоприемник, подключенный к антенне 14, установленной на боковой панели 9. Во время работы КА аккумуляторная батарея 12 подзаряжается при помощи солнечных батарей 15, закрепленных на боковых панелях 9. Большую часть объема модуля 3 занимает герметичный контейнер 5, установленный сверху блока 13. Внутри контейнера 5 укладывается гибкая газонепроницаемая надувная термостойкая оболочка 6 из металлизированной полимерной пленки прикрепленная посредством фала 7 к контейнеру 5. Контейнер 5 герметично закрывается крышкой 16 без откачивания воздуха. Удерживает крышку 16 электромагнитный замок 17. Применение в конструкции счетчика обратного времени и/или радиоприемника для открытия крышки герметичной капсулы обеспечивает работу тормозного устройства автономно от космического средства, на котором оно установлено. Причем наличие таймера обеспечивает приведение в действие модуля аэродинамического торможения 3 без команды с Земли.
При завершении программы работы спутника или нештатной ситуации с блока управления модулем аэродинамического торможения 13 поступает сигнал выключения электромагнитного замка 17. Оболочка 6 из транспортного положения под воздействием остаточного газа начинает приобретать форму и выталкивает крышку 16 контейнера 5. После высвобождения из контейнера 5 надувная оболочкой 6 окончательно приобретает форму шара и готова для выполнения функции торможения спускаемого КА. Аппарат с расправленной оболочкой произвольно самоориентируется в атмосферном потоке, замедляясь под действием аэродинамических сил, и осуществляет спуск с орбиты ИСЗ в плотные слои атмосферы Земли, где происходит сгорание оболочки и полное или частичное сгорание КА.
Предлагаемый модульный КА, снабженный модулем аэродинамического торможения, позволяет при относительно небольшой дополнительной массы конструкции оперативно уводить космический объект с орбиты, обеспечить управляемый вход в атмосферу и аэродинамическое торможение на атмосферном участке траектории до сгорания оболочки в плотных слоях атмосферы при сохранении общей компоновки модульных спутников типа CubeSat.