БИНАРНЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ С РЕКОНФИГУРИРУЕМОЙ АНТЕННОЙ, СОВМЕЩЕННОЙ С ГИБКОЙ ЛЕНТОЧНОЙ СОЛНЕЧНОЙ БАТАРЕЕЙ, РАЗВЕРТЫВАЕМОЙ МУЛЬТИВЕКТОРНЫМИ МАТРИЧНЫМИ РАКЕТНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
BINARY SPACECRAFT WITH A RECONFIGURABLE ANTENNA COMBINED WITH A FLEXIBLE TAPE SOLAR BATTERY DEPLOYED BY MULTI-VECTOR MATRIX ROCKET ENGINES

Изобретение относится к малоразмерным бинарным космическим аппаратам (БКА), весом менее 1000 грамм, предназначенных для создания реконфигурируемых антенн или многоэлементных антенных систем на базе нескольких БКА.
Используемое в описании изобретения словосочетание «бинарный космический аппарат» (БКА) - понимается как космический аппарат, состоящий из двух кубических корпусов и одной общей гибкой ленточной солнечной батареи, расположенной между ними, разворачиваемой за счет имеющейся возможности перемещения одного корпуса относительно другого в противоположные стороны (например, с помощью ракетных двигателей). Гибкая ленточная солнечная батарея - это гибкая диэлектрическая ленточная подложка, на которую нанесен массив соединенных между собой тонкопленочных солнечных фотоэлементов.
Известен космический аппарат микрокласса дистанционного зондирования Земли, созданный на базе стандарта CubeSat, содержащий корпус в форме параллелепипеда с солнечными батареями на основе многослойной печатной платы с фотоэлектрическими элементами, блоки питания и управления, антенны, приемопередатчик, оптико-электронную систему, три двигателя-маховика, солнечный датчик, микроконтроллер управления [1].
Недостатком устройства является отсутствие возможности развертывания и свертывания в рулон гибкой тонкопленочной ленточной солнечной батареи, совмещенной с коллинеарной антенной при помощи мультивекторных матричных ракетных двигателей, осуществляющих одновременно функцию ориентацию БКА.
Наиболее близким по технической сущности является микро-спутник с солнечной батареей, выполненной в виде гибкой подложки с нанесенными тонкопленочными солнечными фотоэлементами, намотанной при выведении вокруг корпуса микро-спутника и развертываемой с помощью пружин после выхода на заданную орбиту. Микро-спутник содержит: корпус спутника, механизм развертывания на базе торсионных пружин, солнечные батареи, выполненные из гибкой подложки с нанесенными тонкопленочными фотоэлементами, двигатели, антенны, солнечный датчик, конусный узел стыковки с другим спутником [2].
Недостатком устройства является отсутствие возможности развертывания и свертывания в рулон гибкой тонкопленочной ленточной солнечной батареи, совмещенной с коллинеарной антенной при помощи мультивекторных матричных ракетных двигателей, осуществляющих одновременно функцию ориентацию БКА.
Отличие предлагаемого технического решения от выше изложенных заключается во введение двух мультивекторных матричных ракетных двигателей, соединенных с выдвижными телескопическими штангами, выдвижение которых осуществляется с помощью линейных шаговых двигателей, что позволило двумя двигателями осуществить развертывание и свертывание гибкой ленточной подложки с нанесенными тонкопленочными солнечными фотоэлементами и коллинеарной антенной с одновременной ориентацией БКА. Это также дало возможность оперативно перестраивать диапазон и диаграмму направленности коллинеарной антенны, а при возникновении угрозы столкновения БКА, свертывать гибкую диэлектрическую ленту подложки, а после пролета космического объекта снова развернуть, исключив их столкновение без изменения параметров орбиты, также максимально удалить сопла двигателей от коллинеарной антенны, что в свою очередь позволило снизить уровень собственных помех, влияющих на прием слабых радиосигналов. Введение третьего и четвертого реверсивных шаговых двигателей позволило осуществлять пошаговое изменение угла наклона выдвижных телескопических штанг с закрепленными мультивекторными матричными ракетными двигателями в интервале от 0° до 180° градусов, что позволило для экономии горючего равномерно использовать двигательные ячейки, расположенные со всех сторон двигателя или переносить двигатель на другую сторону, если он мешает стыковки одновременно нескольких БКА. Введение первого и второго лазерных дальномеров, оптические оси которых расположены параллельно плоскости гибкой ленточной подложки и направлены встречно на центры второй и первой ПЗС-матриц, реагирующих только на выделенную длину электромагнитных волн, позволило получить информацию о расстоянии между двумя кубическими корпусами и формировать сигнал о величине отклонения оптических осей от центров ПЗС-матриц для отработки двигателями возмущающих факторов (для исключения закручивания гибкой диэлектрической ленточной подложки и удержании ее в оптимально натянутом состоянии). Использование различных выделенных длин волн электромагнитного излучения оптического диапазона при встречно направленной работе двух лазерных дальномеров позволило исключить влияние пассивных помех в виде отражений от рядом расположенных поверхностей. Введение разнонаправленных по одной оптической оси третьего и четвертого лазерных дальномеров, работающих на разных длинах волн, позволило осуществить поиск, идентификацию и определение расстояния до нужного стыковочного узла БКА. Введение третьей и четвертой ПЗС-матриц позволило обнаружить и ответить на идентификационный запрос третьего и четвертого дальномеров БКА и выстроить два или три БКА по одной оптической оси для последующей стыковки или удержании на заданном расстоянии. Введение двух датчиков штрих-кода и позиционной штрих-кодовой ленты, нанесенной по краю гибкой диэлектрической ленточной подложки и жестко привязанной к ее длине в соответствии с механически нанесенными значениями кодовых слов, позволило получать информацию о фактической длине выпущенной ленты и исключить ошибки от неплотной намотки. Это также позволило оперативно продолжить работу не с начала (с нулевой позиции) развертывания, а с места остановки ленты или получить кодовую инструкцию по ликвидации ошибки непосредственно с датчика штрих-кода при сканировании им определенной позиции штрих-кода в случае сбоя, отказа или выхода из строя контроллера, для перезагрузки оставшегося исправного контроллера, что также сокращает время восстановления работоспособности и увеличивает живучесть системы. Введение дисковых токосъемников, соединенных с вращающимися катушками, закрепленными на осях реверсивных шаговых двигателей, позволило оперативно разматывать на заданную длину гибкую диэлектрическую ленточную подложку без нарушения электрических контактов, что дает возможность изменять количество вырабатываемой электрической энергии, проводить перенастройку параметров коллинеарной антенны, изменяя ее длину, постоянно проводить обмен информацией между кубическими корпусами по двунаправленному проводному каналу связи без выхода в эфир, что снижает количество помех, поступающих в коллинеарную антенну. Введение четырех стыковочных наноструктурированных контактных площадок с управляемой адгезией при помощи электромагнитного поля, создаваемого четырьмя плоскими электромагнитами, позволило организовать компактные стыковочные узлы для быстрой самосборки антенной конструкции, состоящей из нескольких БКА. Введение четырех линейных шаговых двигателя позволило гибко изменять угол наклона в интервале от 0° до 90° градусов каждой контактной площадки, что позволило осуществить одновременную стыковку нескольких БКА под разными углами.
Техническим результатом является возможность осуществления развертывания и свертывания в рулон гибкой тонкопленочной ленточной солнечной батареи, совмещенной с коллинеарной антенной при помощи мультивекторных матричных ракетных двигателей, осуществляющих одновременно с развертыванием функцию ориентацию БКА.
Технический результат предложенного изобретения достигается совокупностью существенных признаков, а именно: бинарный космический аппарат с реконфигурируемой антенной, совмещенной с гибкой ленточной солнечной батареей, развертываемой мультивекторными матричными ракетными двигателями, содержащий корпус, гибкую подложку с нанесенными на нее тонкопленочными солнечными фотоэлементами, стабилизатор напряжения, механизм развертывания подложки, ракетные двигатели, антенну, приемопередатчик, солнечный датчик, узел стыковки, шесть линейных шаговых двигателя, две выдвижные телескопические штанги, два мультивекторных матричных ракетных двигателя, четыре лазерных дальномера, четыре ПЗС-матрицы, четыре реверсивных шаговых двигателя, две катушки, гибкую диэлектрическую ленточную подложку, информационную шину, коллинеарную антенну, позиционную штрих-кодовую ленту, два датчика штрих-кода, два дисковых токосъемника, два контроллера, четыре плоских электромагнита, четыре стыковочные наноструктурированные контактные площадки с управляемой адгезией, причем, корпус состоит из первого и второго разделяемых кубических корпусов, соединенных с первой и второй прямоугольными панелями, между которыми закреплена гибкая подложка с тонкопленочными солнечными фотоэлементами, которая выполнена в виде диэлектрической ленты с возможностью свертывания в рулон, на свободные зоны, расположенные параллельно краям которой нанесены штрих-кодовая позиционная лента, коллинеарная антенна, силовые и информационные шины, соединенные электрически с первым и вторым дисковыми токосъемниками, причем, механизм развертывания подложки состоит из первого и второго мультивекторных матричных ракетных двигателей, механически соединенных через первую и вторую выдвижные телескопические штанги с первым и вторым линейными шаговыми двигателями, механически соединенные для выполнения поворотов с третьим и четвертым реверсивными шаговыми двигателями, а информационные входы которых соединены с первыми, вторыми, третьими информационными выходами первого и второго контроллеров, четвертые информационные выходы которых соединены с входами первого и второго реверсивных шаговых двигателей, механически соединенных с осями первой и второй катушек, электрически соединенных через первый и второй дисковые токосъемники с первым и вторым стабилизаторами напряжения, первым и вторым приемопередатчиками, первым и вторым контроллерами, первые и вторые двунаправленные шины которых, соединены с первым, вторым, третьим и четвертым лазерными дальномерами, работающими на различных выделенных длинах волн электромагнитного излучения, оптические оси первого и второго лазерных дальномеров направлены встречно-параллельно на центры второй и первой ПЗС-матриц, реагирующих на выделенные длины волн, информационные выходы которых соединены с первыми информационными входами первого и второго контролеров, вторые третьи и четвертые информационные входы которых соединены с информационными выходами первого и второго датчиков штрих-кода, выходами первого и второго солнечных датчиков и выходами третьей и четвертой ПЗС-матриц, закрепленных совместно с третьим и четвертым дальномерами на поверхностях первой и второй прямоугольных панелей, на противоположных плоских поверхностях которых размещены первый и второй лазерные дальномеры, и первая, и вторая ПЗС-матрицы, установленные напротив друг друга и перпендикулярно граням первого и второго кубических корпусов, а шины электропитания первого и второго контроллеров соединены с выходами первого и второго стабилизаторов напряжения и шинами питания первого и второго приемопередатчиков, кроме того, стыковочные узлы выполнены с наноструктурированными плоскими захватами с изменяемым углом наклона и закреплены на свободных гранях первого и второго кубических корпусов в виде первой, второй, третей, четвертой стыковочных наноструктурированых контактных площадок с управляемой адгезией, активируемых при помощи соединенных с ними первого, второго, третьего, четвертого плоских электромагнитов, электрически соединенных с пятыми и шестыми выходами первого и второго контроллеров, седьмые и восьмые выходы которых соединены с входами первого и третьего, второго и четвертого линейных шаговых двигателей, механически соединенных с первым, вторым, третьем и четвертым плоскими электромагнитами для изменения их углового положения относительно поверхности первого или второго кубических корпусов при выполнении сопряжения положений контактных площадок стыковочных узлов при изменении конфигурации многоэлементных антенных систем, образованных несколькими состыкованными бинарными космическими аппаратами.
Сущность изобретения поясняется на Фиг. 1, где представлен бинарный космический аппарат с реконфигурируемой антенной, совмещенной с гибкой ленточной солнечной батареей, развертываемой мультивекторными матричными ракетными двигателями в момент развертывания гибкой ленточной солнечной батареи. На Фиг. 2 представлена структурная блок-схема бинарного космического аппарата с реконфигурируемой антенной, совмещенной с гибкой ленточной солнечной батареей, развертываемой мультивекторными матричными ракетными двигателями. На Фиг. 3, Фиг. 4, Фиг. 5 поясняются этапы развертывания гибкой солнечной батареи. Фиг. 3, первый этап - выполнение тестирования после выведения на заданную орбиту. Фиг. 4, второй этап - выполнение развертывания гибкой солнечной батареи. Фиг. 5, третий этап - выполнение развертывания гибкой солнечной батареи с одновременной ориентацией ее на Солнце. Фиг. 6, четвертый этап -выполнение сближения и стабилизации положения одного БКА относительно другого БКА. На Фиг. 7 - представлен пример конфигурации многоэлементной антенной системы, состоящей из нескольких бинарных малоразмерных космических аппаратов.
Бинарный космический аппарат с реконфигурируемой антенной, совмещенной с гибкой ленточной солнечной батареей, развертываемой мультивекторными матричными ракетными двигателями, содержит: (Фиг. 1) первый кубический корпус 1, второй кубический корпус 2, первую 3 и вторую 4 прямоугольные панели, первый 5 и второй 6 линейные шаговые двигатели (Фиг. 2), первую 7 и вторую 8 выдвижные телескопические штанги, первый 9 и второй 10 мультивекторные матричные ракетные двигатели, первый 11, второй 12, третий 13, четвертый 14 лазерные дальномеры, первую 15, вторую 16, третью 17, четвертую 18 ПЗС-матрицы, первый 19, второй 20, третий 21, четвертый 22 реверсивные шаговые двигатели, первую 23 и вторую 24 катушки, гибкую диэлектрическую ленточную подложку 25, тонкопленочные солнечные фотоэлементы 26, силовые шины 27, информационную шину 28, коллинеарную антенну 29, позиционную штрих-кодовая ленту 30, первый 31 и второй 32 датчики штрих-кода, первый 33 и второй 34 солнечные датчики, первый 35 и второй 36 контроллеры, первый 37 и второй 38 дисковые токосъемники, первый 39 и второй 40 стабилизаторы напряжения, первый 41 и второй 42 приемопередатчики, первый 43, второй 44, третий 45, четвертый 46 плоские электромагниты, первую 47, вторую 48, третью 49, четвертую 50 стыковочные наноструктурированные контактные площадки с управляемой адгезией, третий 51, четвертый 52, пятый 53, шестой 54 линейные шаговые двигатели. На фиг. 2, в границах замкнутых пунктирных линий, расположены элементы, конструктивно размещенные в первом 1 и втором 2 кубических корпусах и в первой 3, и второй 4 прямоугольных панелях. λ1 и λ2 - выделенные различные длинны волн электромагнитного излучения оптического диапазона первого и второго лазерных дальномеров. λ3 и λ4 - передаваемые в противоположные стороны выделенные длины волн, несущие информацию цветом об идентификационном номере БКА. λ5 и λ6 - принимаемые длины волн от соседних БКА, подтверждающие прием и передающие в ответ свои идентификационные номера для занятия нужного положения в реконфигурируемой фигуре.
Для осуществления изобретения могут быть использованы, например, известные технологии изготовления компонентов. В качестве мультивекторного матричного ракетного двигателя может быть использована мультивекторная матричная ракетная двигательная система с цифровым управлением величины и направления тяги, которая состоит из матриц реверсивных многоразрядных двоичных двигательных ячеек с твердым топливом и перпендикулярно размещенных им радиальных многоразрядных двоичных двигательных ячеек с твердым топливом, расположенных по кольцу вокруг реверсивных ячеек, обеспечивающих генерацию множества разнонаправленных векторов тяги с прецизионным цифровым управлением в двоичном коде величиной тяги каждой ячейки. [3, 4].
При изготовлении гибкой солнечной батареи могут быть использованы известные технологии изготовления гибких солнечных тонкопленочных батарей, выполненных на базе гибкой подложки с нанесенными тонкопленочными фотогальваническими элементами, изготовленными по меньшей мере, из аморфного кремния (a-Si), теллурида кадмия (CdTe), арсенида галлия (GaAs) [2]. Максимальная рабочая площадь солнечной батареи определяется максимальной длиной размотки и шириной ленты, при этом накладываются ограничения: максимальная длина гибкой диэлектрической ленточной подложки 25 определяется дальностью уверенной работы компактного лазерного дальномера. Максимальная вместимость катушек определяется габаритами БКА. Минимальная толщина гибкой диэлектрической ленточной подложки определяется ее прочностью.
Для изготовления стыковочных наноструктурированных контактных площадок может быть использована известная наноструктура, позволяющая управлять механизмом силы адгезии в вакууме. Наноструктура [5] содержит подложку и множество легированных ферромагнитным материалом нановолокон, прикрепленных к подложке. При соприкосновении с гладкой поверхностью объекта каждое нановолокно массива входит в зацепление с контактируемой поверхностью посредством межмолекулярных ван-дер-ваальсовых сил, осуществляя «сухое» склеивание объектов. Отделение от объекта происходит при генерации магнитного поля, которое сгибает нановолокна, содержащие ферромагнитные компоненты, ориентируя их по направлению магнитных силовых линий, что происходит без применения механической нагрузки при отрыве на нановолокна.
Устройство работает следующим образом: после вывода на орбиту БКА включаются первый 5 и второй 6 линейные шаговые двигатели, осуществляющие выдвижение телескопических штанг 7 и 8, отводящие первый 9 и второй 10 мультивекторные матричные ракетные двигатели от первого 1 и второго 2 кубических корпусов. Одновременно включаются первый 11 и второй 12 лазерные дальномеры, работающие на выделенных длинах волн λ2 и λ1, оптические оси которых направлены на центры первой 15 и второй 16 ПЗС-матриц, реагирующих только на различные выделенные длины волн электромагнитного излучения λ1 и λ2 оптического диапазона для исключения влияния помех от активных или пассивных источников. После проверки работоспособности первого 11 и второго 12 лазерных дальномеров и первой 15 и второй 16 ПЗС-матриц включается второй 10 мультивекторный матричный ракетный двигатель, одновременно включается первый 19 и второй 20 реверсивные шаговые двигатели, механически соединенные с осями первой 23 и второй 24 катушек, при вращении которых начинается сброс с первой 23 и второй 24 катушек гибкой диэлектрической ленточной подложки 25 с нанесенными на нее тонкопленочными солнечными фотоэлементами 26 синхронно с отдалением второго кубического корпуса 2 относительно первого кубического корпуса 1. Первый 31 и второй 32 датчики штрих-кода дают информацию о длине фактически выпущенной гибкой диэлектрической ленточной подложки 25 при сканировании позиционной штрих-кодовой ленты 30 для сравнения ее с информацией о расстоянии между первым 1 и вторым 2 кубическими корпусами, полученной от первого 11 и второго 12 лазерных дальномеров. Это сделано для выполнения плавной размотки гибкой диэлектрической ленточной подложки 25 и исключения рывков, вызывающих нарушение ориентации при скоростном развертывании гибкой диэлектрической ленточной подложки 25. В зависимости от введенных в первый 35 и во второй 36 контроллеры программ режимов развертывания гибкой солнечной батареи, развертывание может осуществляться при различных сочетаниях использования ракетных и реверсивных шаговых двигателей. Использование первого 9 или второго 10 мультивекторных матричных ракетных двигателей может быть осуществлено как в качестве вытяжного, так и в качестве тормозного двигателя. Использование первого 19 или второго 20 реверсивных шаговых двигателей может быть осуществлено для выполнения функций натяжения полотна гибкой диэлектрической ленточной подложки 25 или для сбрасывания дозированной длины полотна гибкой диэлектрической ленточной подложки 25 в космос.Это дает слабину полотну для исключения разрыва гибкой диэлектрической ленточной подложки 25, которая впоследствии убирается при осуществлении оптимального натяжения. При скоростном развертывании гибкой диэлектрической ленточной подложки 25 первый 9 и второй 10 мультивекторные матричные ракетные двигатели разматывают полотно солнечной батареи, равномерно разлетаясь в разные стороны, при этом, с помощью первого 19 и второго 20 реверсивных шаговых двигателей имеется возможность подтягивания первого 1 кубического корпуса БКА ко второму 2 кубическому корпусу БКА или группе состыкованных БКА при выключенных первом 9 и втором 10 мультивекторных матричных ракетных двигателях. После развертывания на требуемую длину гибкой диэлектрической ленточной подложки 25 с тонкопленочными солнечными фотоэлементами 26 система переходит в режим ориентации и слежения за Солнцем. Поворот плоскости гибкой диэлектрической ленточной подложки 25 в направлении Солнца и одновременное оптимальное натяжение ее осуществляется с помощью первого 9 и второго 10 мультивекторных матричных ракетных двигателей, осуществляющих сближение или удаление первого 1 и второго 2 кубических корпусов относительно друг друга, перемещаясь параллельно оптическим осям первого 11 и второго 12 лазерных дальномеров и одновременно осуществляя угловые повороты синхронно первого 1 кубического корпуса и второго 2 кубического корпуса, согласно коду координат Солнца, полученных от первого 33 и второго 34 солнечных датчиков. На гибкой диэлектрической ленточной подложке 25, кроме тонкопленочных солнечных фотоэлементов 26 и соединяющих их силовых шин 27, также по краям нанесены коллинеарная антенна 29 и проводной двунаправленный канал связи в виде информационной шины 28 для обмена информацией между первым 35 и вторым 36 контроллерами. Первый 37 и второй 38 дисковые токосъемники обеспечивают устойчивые электрические контакты со всеми элементами, расположенными на гибкой диэлектрической ленточной подложке 26 во время вращения первой 23 или второй 24 катушек в процессе разматывания и растягивания гибкой диэлектрической ленточной подложки 25, при ее развертывании и ориентации на Солнце. Электрический ток, выработанный тонкопленочными солнечными фотоэлементами с контактов первого 37 и второго 38 токосъемников, поступает на входы первого 39 и второго 40 стабилизаторов напряжения, которые выдают стабилизированные напряжения для питания первого 41 и второго 42 приемопередатчиков, для зарядки аккумуляторов первого 35 и второго 36 контроллеров и обеспечения электропитанием всех датчиков и двигателей.
После выполнения операции развертывания и ориентации на Солнце происходит операция формирования формы антенны (Фиг. 6, Фиг. 7). Эта операция заключается в поиске и занятии нужного положения одного БКА относительно другого, стабилизации их положений с последующей реконфигурацией всех участвующих в построении фигуры БКА. На начальном этапе включается третий 13 и четвертый 14 дальномеры, осуществляющие сканирование в двух противоположных направлениях на разных длинах волн λ3 и λ4, которое происходит за счет вращения БКА вокруг своего центра масс. Каждая длина волны несет информацию об идентификационном номере первого корпуса 1 или второго корпуса 2 БКА. В ответ на принятые оптические сигналы БКА другой БКА входящий в группировку, посылает свои идентификационные номера, которые принимаются третьей 17 или четвертой 18 ПЗС-матрицами и, если их положения наиболее приемлемы при сравнении с другими БКА, начинается выравнивание положения одного БКА относительно друг друга для занятия нужного положения в качестве элемента в реконфигурируемом многоэлементной антенной системе. Первый 43 и второй 44, третий 45, четвертый 46 плоские электромагниты с помощью электромагнитного поля управляют силой адгезии наноструктурированных элементов первой 47, второй 48, третей 49, четвертой 50 стыковочных наноструктурированных контактных площадок с управляемой адгезией, которые осуществляют захват и удержание БКА (Фиг. 7) при построении многоэлементной антенной системы состоящей из нескольких БКА. В зависимости от заданной конфигурации антенной конструкции, вновь создаваемой или реконфигурируемой, с помощью первого 51, второго 52, третьего 53, четвертого 54 линейных двигателей осуществляется поворот поверхностей первой 47, второй 48, третьей 49, четвертой 50 стыковочных наноструктурированных контактных площадок на заданный угол в интервале от 0° до 90° градусов для обеспечения плотного прилегания стыкуемых поверхностей друг к другу. Третий 21 и четвертый 22 реверсивные шаговые двигатели осуществляют перемещение первой 7 и второй 8 выдвижных телескопических штанг, на вершинах которых закреплены первый 9 и второй 10 мультивекорные матричные ракетные двигателей с одой стороны кубического корпуса 1 на другую (противоположную) сторону (Фиг. 6). Это позволяет при необходимости плавно изменять положение наклона мультивекторных матричных ракетных двигателей в интервале от 0° до 180° градусов, что также позволяет равномерно расходовать горючее двигательных ячеек со всех поверхностей двигательных матриц первого 9 и второго 10 мультивекторных матричных ракетных двигателей осуществлением реверсирования тяги механическим переворачиванием плоскостей первого 9 и второго 10 мультивекторных матричных ракетных двигателей, кроме того, это позволяет создавать дополнительное стыковочное пространство переносом первого 9 или второго 10 мультивекторных матричных ракетных двигателей с одного борта на другой, что необходимо при выполнения стыковки первого 1 или второго 2 кубических корпусов одновременно с несколькими БКА (Фиг. 7).
На Фиг. 3, Фиг. 4, Фиг. 5 поясняются этапы развертывания гибкой солнечной батареи. Фиг. 3, первый этап - выполнение тестирования после выведения на заданную орбиту. На этом этапе первый 1 и второй 2 кубические корпусы с первым 9 и втором 10 мультивекторными матричными ракетными двигателями плотно прилегают друг к другу. В этом состоянии осуществляется тестирование показаний первого 11 и второго 12 лазерных дальномеров и первого 31, второго 32 датчиков штрих-кодов. Фиг. 4, второй этап - выполнение развертывания гибкой солнечной батареи. На этом этапе первый 9 и второй 10 мультивекторные матричные ракетные двигатели с помощью первой 7 и второй 8 выдвижных телескопических штанг отводятся от первого 1 и второго 2 кубических корпусов. После этого включаются первый 9 и второй 10 мультивекторные матричные ракетные двигатели и первый 1 и второй 2 кубические корпуса разлетаются в противоположные стороны, ориентируясь строго по двум параллельным лазерным лучам с длиной волны λ1 и λ2 (для исключения закручивания подложки и повышения помехоустойчивости), увлекая за собой разматываемое полотно гибкой диэлектрической ленточной подложки 25. Фиг. 5, третий этап - выполнение развертывания гибкой солнечной батареи с одновременной ориентацией ее на Солнце. На этом этапе, кроме реверсивных двигательных ячеек первого 9 и второго 10 мультивекторных матричных ракетных двигателей, развернувших гибкую диэлектрическую ленточную подложку 25 на заданную длину для установки заданных характеристик коллинеарной антенны 29, включаются радиальные двигательные ячейки первого 9 и второго 10 мультивекторных матричных ракетных двигателей, которые осуществляют синхронные угловые развороты первого 1 и второго 2 кубических корпусов, согласно заданным координатам ориентации поверхности гибкой солнечной батареи на Солнце. Двунаправленными стрелками показаны направления развертывания и свертывания гибкой солнечной батареи. На Фиг. 6, четвертый этап - выполнение сближения и стабилизации положения одной БКА относительно другого БКА. При формировании многоэлементных антенных систем, элементы которых близко расположены относительно друг друга, первый 9 и второй 10 мультивекторные матричные ракетные двигатели с помощью третьего 21 и четвертого 22 реверсивных шаговых двигателей разворачиваются в противоположные направления на 180° градусов, с целью разнесения направлений реактивных струй одного двигателя относительно другого. Также в этом режиме происходит установка углов контактных площадок при требовании последующей адгезионной (клейкой) стыковки нескольких БКА. Стрелками с округленными концами, в качестве примера, показаны мгновенные значения величин и направлений нескольких векторов тяги в определенный момент времени, при выполнении режимов вытягивания и торможения или стабилизации в разных стадиях процесса развертывания гибкой солнечной батареи, заданных ситуационной программой, предварительно введенной в первый 35 и второй 36 контроллеры, для развертывания и ориентации гибкой диэлектрической ленточной подложки 25 с размещенными тонкопленочными солнечными фотоэлементами 26 и коллинеарной антенной 29. На Фиг. 7 - представлен пример конфигурации многоэлементной антенной системы, состоящей из нескольких бинарных малоразмерных космических аппаратов. В качестве примера приведена восьми элементная антенная система, геометрически сформированная из восьми идентичных БКА. Самосборка осуществлена за счет слипания первых 47 и вторых 48 стыковочных наноструктурированных контактных площадок с управляемой адгезией, повернутых всеми третьими 51 и четвертыми 52 линейными шаговыми двигателями под углом 45° градусов. К третьим 49 и четвертым 50 стыковочным наноструктурированным контактным площадкам с управляемой адгезией также могут быть пристыкованы другие БКА, выполняющие функции антенных элементов разной длины, расположенные под разными углами, в совокупности образующие более сложную антенную систему.
Предложенная конструкция бинарного космического аппарата с реконфигурируемой антенной, совмещенной с гибкой ленточной солнечной батареей, развертываемой мультивекторными матричными ракетными двигателями, позволила, при использовании гибкой тонкопленочной ленточной солнечной батареи с функцией свертывания в рулон, получить максимальное отношение площади развертываемой солнечной батареи по отношению к сверхмалой площади поверхности корпуса БКА. Использование компактных быстродействующих маневровых мультивекторных цифровых матричных ракетных двигателей с изменяемым углом наклона, позволило осуществить скоростное свертывание и развертывание гибкой диэлектрической ленточной подложки с целью заданного изменения электрических характеристик коллинеарной антенны, площади гибкой солнечной батареи, спектрального портрета БКА, с одновременной ее ориентацией на заданный объект. Использование адаптивного наноструктурированного стыковочного узла с управляемой адгезией и управляемым углом наклона контактных площадок, позволило осуществлять адгезионную стыковку за счет прилипания к стыковочным узлам других БКА, расположенных под разными углами, при формировании сложных антенных конструкций, что ранее невозможно было осуществить с помощью известных малоразмерный космических аппаратов.
Источники информации
1. Патент RU 2651309 С1, 19.04.2018, B64G 1/22, B64G 1/10, B64G 1/1021, Космический аппарат дистанционного зондирования Земли микро класса.
2 Patent US 9758260 В2, Sep. 12, 2017, B64G 1/22, B64G 1/10, LOW VOLUME MICRO SATELLITE WITH ELEXIBLE WINDED PANELS EXPANDABLE AFTER LAUNCH.
3. Патент на полезную модель RU 183937 U1, 09.10.2018, B64G 1/40, МУЛЬТИВЕКТОРНАЯ МАТРИЧНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА С ЦИФРОВЫМ УПРАВЛЕНИЕМ ВЕЛИЧИНОЙ И НАПРАВЛЕНИЕМ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЬНЫХ ЯЧЕЕК ДЛЯ МАЛОРАЗМЕРНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ / Линьков В.А., Гусев С.И., Колесников С.В., Линьков Ю.В., Линьков П.В., Таганов А.И.
4. Патент RU 2654782 С1, 22.05.2018, F02K 9/94, F02K 9/95, B64G 1/40, В81В 7/04, РЕВЕРСИВНАЯ МАТРИЧНАЯ РАКЕТА ДВИГАТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА С ИНДИВИДУАЛЬНЫМ ЦИФРОВЫМ УПРАВЛЕНИЕМ ВЕОИЧНОЙ ТЯГИ КАЖДОЙ РЕВЕРСИВНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ ЯЧЕЙКИ ДЛЯ МАЛОРАЗМЕРНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ / Линьков В.А., Линьков Ю.В., Линьков П.В., Таганов А.И., Гусев С.И.
5 Patent US 7914912 В2, Mar. 12, 2011, В32В 15/00, ACTIVELY SWITCHABLE NANO-STRUCTURED ADHESIVE.