УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Устройство предназначено для использования в области космической техники, в частности для создания космических аппаратов с длительным сроком активного существования.
В настоящее время широко используются системы ориентации с микроЖРД и/или электрореактивными двигателями (ЭРД) как высокоэффективными устройствами получения необходимого импульса тяги. При этом используется в качестве рабочего тела газообразный компонент, например ксенон, жидкое топливо (гидразин) или твердое рабочее вещество (фторопласт).
Известно техническое решение по патенту №2021170 “Устройство для ориентации космического аппарата” МКИ 5 В64G 1/00, 1/24 1999 г., при котором двигатель ориентации снабжен выдвижной или вращающейся штангой, которая обеспечивает изменение расстояния между точкой приложения силы тяги двигателя ориентации и центром массы космического аппарата. Такое решение позволяет осуществлять регулирование момента вращения, создаваемого системой ориентации по двум каналам одновременно: изменением тяги двигателя ориентации и изменением величины плеча приложения вектора тяги.
Такое решение позволяет, используя информационную мощность бортового процессора, обеспечить большую точность работы системы ориентации за счет коррекции тяговых характеристик двигателя ориентации с помощью изменения длины выносной штанги.
Задача повышения точности возникает при выполнении малогабаритными космическими аппаратами определенных операций, для чего необходимо обеспечить заданную точность и быстродействие корректирующих импульсов системы ориентации.
Недостатком решения, защищенного патентом РФ №2021170 «Устройство для ориентации космического аппарата», является ограниченность области его эффективного применения только в космических аппаратах небольшой массы.
Техническое решение по патенту №2021170 выбрано в качестве прототипа.
Целью предлагаемого решения является увеличение срока активного существования космического аппарата за счет уменьшения расхода рабочего тела, используемого в двигателях ориентации, с помощью увеличения прилагаемого к космическому аппарату момента вращения при увеличения плеча приложения силы тяги ЭРД.
Суть решения заключается в предлагаемой конструкции устройства блока космического аппарата, в котором двигатель ориентации прикреплен к концу выдвижной штанги в виде гибкой ленты, свернутой в транспортном положении в виде спирали в корпусе этого блока.
Небольшая сила тяги двигателя ориентации и длительность его работы позволяют использовать в качестве штанги для его крепления гибкие элементы.
Устройство целесообразно выполнить в виде отдельного унифицированного блока, минимизированного по массе, как элемента блочно-модульного построения платформы космического аппарата, например для исследования дальнего космоса.
Существо предлагаемого технического решения поясняют рисунки:
Фиг.1 - схема устройства ориентации космического аппарата;
Фиг.2 - блок устройства ориентации космического аппарата;
Фиг.3 - блок устройства ориентации космического аппарата;
Фиг.4 - космический аппарат с развернутой системой ориентации;
Фиг.5 - вынужденные колебания гибкой ленты.
Блок состоит из корпуса 1 (фиг.1) с элементами крепления 2 к космическому аппарату 3, профилированной гибкой ленты 4, свернутой на оси 5 с пружинным механизмом 6 ее разворачивания, стопора 7 с реле включения разворачивания ленты 8, связанным с системой управления 9 (бортовым процессором). Профилирование ленты 10 (сечение А-А фиг.2) обеспечивает необходимую жесткость после ее разворачивания, достаточную для передачи момента вращения от двигателя ориентации на космический аппарат. Повышение жесткости гибкой ленты в развернутом виде может быть дополнительно обеспечено профилированием трубопровода рабочего тела, расположенного на ленте, и повышением давления подачи рабочего тела.
На гибкой ленте 4 размещены датчики ее изгиба 11, связанные с системой управления, которые определяют изменение положения и движение гибкой ленты. На конце гибкой ленты прикреплен двигатель ориентации 12, связанный через размещенный на гибкой ленте разъем на корпусе устройства с баллонами рабочего тела 13 с клапаном 14, источником энергопитания 15 (фиг.2) со схемой управления электропитанием 16.
На корпусе 1 установлены разъемы для подключения системы управления 17 (фиг.3) (бортовым процессором), энергопитания двигателя ориентации 18, подачи рабочего тела 19.
Двигатель ориентации в транспортном положении находится в упорах корпуса у стопора 7 свернутой ленты. Ось 5, на которую сворачивается гибкая лента 4, имеет отверстия для коммуникаций системы управления (бортовым процессором), энергопитания ЭРД, подачи рабочего тела.
Устройство работает в составе системы ориентации космического аппарата 20 в комплексе с бортовыми системами связи с Землей 21, бортовым процессором 9, системой энергопитания 15, 16.
Двигатели ориентации могут быть выполнены в виде группы 22 (фиг.4) из двух противоположно направленных двигателей, расположенных перпендикулярно линии развернутой гибкой ленты.
В целях повышения надежности устройства ориентации его снабжают электродвигателем 23 с механизмом 24 для свертывания ленты в исходное положения.
Устройство работает следующим образом.
Подготовленный к работе блок содержит профилированную свернутую ленту в свернутом состоянии, удерживаемую стопором, двигатель ориентации находится на корпусе блока.
В транспортном положении двигатель ориентации при свернутой гибкой ленте имеет возможность включения в работу системы ориентации, но с минимальным плечом приложения силы тяги.
После выхода в режим полета с небольшими перегрузками, по команде от системы управления электрореле отключает стопор и гибкая лента разворачивается на максимальную длину L (фиг.4).
При включении и работе двигателя ориентации профиль и материал гибкой ленты обеспечивают необходимую жесткость для передачи момента вращения на космический аппарат. Дополнительные возможности повышения жесткости развернутой гибкой ленты заключаются в повышении давления в трубопроводе рабочего тела и его поперечном профилировании.
При возникновении колебаний гибкой ленты 4 (фиг.5), например отклонении на угол α, система управления по показаниям датчиков изгиба ленты 11 определяет характеристики ее движения (α, α') и задает программу работы двигателей ориентации таким образом, чтобы их сила тяги не увеличивала колебания гибкой ленты, а по возможности уменьшала.
В случае воздействия на космический аппарат нерасчетных перегрузок в процессе полета для устранения неуправляемых колебаний гибкой ленты, ее сворачивают в исходное транспортное положение с помощью электродвигателя 23 с механизмом привода 24.
Область эффективного применения предлагаемого устройства определяется технико-экономическим расчетом, который основан на оценке срока активного существования космического аппарата при экономии рабочего тела для двигателей ориентации за счет уменьшения его расхода при работе на максимальном вылете гибкой ленты за весь срок активного существования КА, с учетом веса предлагаемого устройства, при сравнении с альтернативным вариантом простого увеличения запасов рабочего тела для двигателей ориентации без использования предлагаемого устройства.
В рамках заданных соответствующих условий технического задания для космического аппарата предлагаемое устройство обеспечит увеличение срока активного существования космического аппарата, за счет экономии расходуемого материала - рабочего тела для двигателей ориентации.
Литература.
1. «Устройство для ориентации космического аппарата». Патент №2021170 МКИ 4 В64G 1/00, 1/24, авторы Оделевский В.К., Сергеев В.Е. и др. 1991 г.
2. Белецкий В.В. Очерки о движении космических тел. М.: Наука, 1977. 432 с.
3. Раушенбах Б.В., Овчинников М.Ю. Лекции по динамике космического полета. М: МФТИ, 1997. 188 с.
4. Сарычев В.А. Вопросы ориентации искусственных спутников // Итоги науки и техники. Исследование космического пространства. М.: ВИНИТИ, 1978. Т. 11.223 с.
5. Овчинников М.Ю. Системы ориентации спутников: от Лагранжа до Королева, 1999, МФТИ, Долгопрудный Московской обл.