Патент на изобретение №2209748

(54) СПОСОБ РАЗГОНА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ СОЛНЕЧНОГО ПАРУСА

(57) Реферат:

Изобретение относится к способам управления движением космических аппаратов (КА) путем регулирования тяги, в частности, создаваемой давлением солнечного лучистого потока. Способ включает раскрытие солнечного паруса на активном и складывание на пассивном участках полета. При этом приемную поверхность паруса ориентируют нормально лучистому потоку, обеспечивая статическую устойчивость КА в этом потоке. На пассивном участке парус складывают “звездой”, реализуя “шаровой” тензор инерции КА и демпфируя возмущения КА относительно его центра масс. На обоих участках полета противодействуют продольной закрутке КА, возникающей из-за асимметрии его конструкции. С этой целью прикладывают к КА пару сил вокруг его продольной оси, создавая пропеллерный эффект посредством вынесенных солнечных элеронов. Изобретение направлено на обеспечение устойчивого процесса увеличения орбитальной скорости КА с солнечным парусом, независимо от прецессии и деформации орбиты КА вследствие различных возмущающих факторов. 5 ил.

Известны проекты космических аппаратов (КА) с солнечно-парусными движительными установками (см., например, монографию Е.Н. Поляховой “Космический полет с солнечным парусом: проблемы и перспективы”. М.: Наука, 1986 г.).

В качестве простейшего, а потому – наиболее подходящего для КА с солнечным парусом (СП) первого поколения способа разгона в указанной выше монографии рассматривается т.н. “релейный” – см. стр.155, 218 – прототип.

К недостаткам этого (да и всех прочих, исследованных в данной монографии) способов разгона космических летательных аппаратов с солнечными парусами (КЛАСП) относится необходимость “быстрого” (порядка нескольких десятков периодов геоцентрических оборотов КЛАСП) разгона аппарата, когда можно достаточно корректно учесть движение Солнца по эклиптике, возмущающие гравитационные эффекты, связанные с прецессией линии апсид и деформациями орбиты от воздействия прочих возмущающих факторов (см. там же, стр.213, 216). Дополнительной проблемой при этом является обеспечение потребной ориентации паруса относительно направления на “движущееся” по эклиптике Солнце, поскольку наиболее реализуемый (практически) режим стабилизации формы СП – закрутка – чрезмерно стабилизирует ориентацию приемной (рабочей) поверхности СП относительно набегающего лучистого потока. (В данном случае реактивные системы ориентации и стабилизации не рассматриваются как требующие расхода рабочего тела).

Целью предлагаемого изобретения является создание способа разгона КА с использованием солнечного паруса, который обеспечивает в “релейном” режиме устойчивое увеличение орбитальной скорости аппарата независимо от временных параметров и, соответственно, независимо от прецессии и деформации “первоначальной” орбиты.

Указанная цель достигается тем, что приемную (рабочую) поверхность СП ориентируют по нормали к лучистому потоку и обеспечивают статическую (или, применительно к данному конкретному случаю: “лучестатическую”) устойчивость КА путем размещения центра масс аппарата впереди центра давления лучистого потока; аналогичный – классический – способ обеспечения устойчивости СП реализован, например, в а.с. 1655842 от 02.12.88 г. На активном (“тяговом”) участке траектории полета СП раскрывают полностью (с целью получения максимальной тяги солнечно-парусного движителя), при этом главную ось инерции аппарата совмещают с его продольной осью, направленной по лучистому потоку (см. фиг. 2). На пассивном (“тормозящем”) участке траектории полета СП складывают т. н. “звездой” (см. фиг.3), реализуя при этом т.н. “шаровой” тензор инерции КА и сохраняя (за счет соответствующей геометрии) плоскостность треугольных элементов приемной поверхности СП – лучей “звезды”. Одновременно стабилизацию вращения КА относительно продольной оси (и на активном, и на пассивном участках траектории) осуществляют переводом солнечных элеронов (см. фиг.4) в одно из 2-х возможных позиционных положений, создающих пропеллирующий эффект того знака, который уменьшает угловую скорость вращения аппарата.

На фиг.1 показана типовая траектория КЛАСП. Прямая АВ, параллельная направлению лучистого потока (от Солнца), делит траекторию на два “релейных” участка:
1′ – активный, “тяговый”,
2′ – пассивный, “тормозящий”.

На фиг.2 представлена принципиальная схема КЛАСП с раскрытым СП. Здесь
1 – несущая конструкция,
2 – солнечный парус,
3 – солнечные элероны.

На фиг. 3 представлена принципиальная схема КЛАСП с СП, сложенным “звездой” (обозначения аналогичны принятым для фиг.2).

На фиг.4 показана принципиальная схема блока элеронов. Приняты обозначения:
1 – несущая конструкция,
2 – солнечный парус,
3 – плоскость солнечного элерона,
4 – ось поворота плоскости солнечного элерона,
5 – привод.

Разгон КЛАСП по предлагаемому способу осуществляется следующим образом.

Движение аппарата по начальной орбите (орбите выведения) начинается при сложенном СП. При этом за счет “шарообразности” тензора инерции минимизируются гравитационные возмущающие моменты, потенциально возможные, например, в зоне перигея орбиты (поскольку уровень гравитационных возмущений определяется, в первую очередь, высотой орбиты и конфигурацией КА). С другой стороны, наличие статической (“лучестатической”) устойчивости КЛАСП позволяет аппарату через определенное время, обуславливаемое диссипирующими свойствами конструкции, перейти в положение одноосной солнечной ориентации. (Здесь следует отметить, что начальные орбиты КЛАСП должны располагаться таким образом, чтобы силы светового давления даже в зоне перигея превалировали над силами сопротивления атмосферы).

После перехода в режим устойчивой ориентации продольной осью на Солнце, КЛАСП начинает “релейный” разгон по спиралеобразной траектории, раскрывая парус на активном участке (динамическая устойчивость данной конфигурации обеспечивается совмещением главной оси инерции аппарата с его продольной осью вследствие размещения основной массы СП на его периферии и “медленного” вращения КЛАСП “по крену”) и складывая СП “звездой” на пассивном участке траектории полета (с целью минимизации гравитационных возмущений и при сохранении статической устойчивости для поддержания заданного режима одноосной ориентации КЛАСП на Солнце, при этом, одновременно, демпфируются возможные возмущения аппарата относительно его центра масс, вызываемые прочими факторами космического полета, например, электризацией поверхности КЛАСП в зоне радиационных поясов, в тени Земли – и возможным взаимодействием заряженного КА с электромагнитным полем Земли).

Следует отметить, что “звезда” является оригинальной конфигурацией СП, сформированной путем варьирования параметрами “масса”, “плечо” и “момент относительно центра масс” изделия (другими словами, в “пространственной” системе координат формируется – для внешнего гравитационного воздействия – некий “шар”, который, в отличие от “протяженного” либо “гантелеобразного” тела, исключает возникновение градиента гравитационных сил, вызывающего разворот изделия относительно центра масс). При этом в плане “лучестатической” устойчивости и “звезда”, и полностью раскрытый СП позволяют осуществить размещение центра масс аппарата впереди (по направлению на Солнце) центра давления лучистого потока, что обеспечивает “безрасходную” (относительно бортового запаса рабочего тела), “воланчиковую”, “автоматическую” ориентацию и стабилизацию КЛАСП в течение всего времени его орбитального полета.

Сохранение плоскостности приемной поверхности СП как для раскрытого паруса, так и для “звезды” целесообразно по следующим причинам:
– исключается складкообразование полотнища СП (в складках СП за счет переотражения лучистого потока может локально – до 70-100 градусов – повышаться температура, что часто бывает неприемлемо с точки зрения температуростойкости конструкционных материалов СП);
– упрощается и становится более точным расчет удельного светового давления для конкретной конструкции СП;
– упрощается расчет вариантов взаимодействия элементов СП при электризации внешней поверхности аппарата.

Следует отметить, что “нежесткая” конструкция КЛАСП, в принципе, позволяет использовать диссипацию энергии при деформациях СП для демпфирования “динамических” возмущений любой природы, при этом единственным каналом, требующим “активного” (специально организованного) демпфирования, является т.н. канал “крена” (“крен” – произвольно возникающее и самоподдерживающееся за счет асимметрии конструкции вращение КА относительно его продольной оси). Для парирования данного эффекта в предлагаемом техническом решении применены солнечные элероны – вынесенные на максимально возможном плече управляемые плоскости, создающие специально организуемую пару (пары) сил относительно продольной оси аппарата.

Предлагаемый способ разгона КЛАСП целесообразен для аппаратов 1-го поколения, реализующих относительно невысокие показатели парусности (отношение рабочей площади СП к общей массе КЛАСП), когда время разгона по геоцентрическим орбитам велико и деформация орбит под воздействием факторов различной физической природы не может корректно моделироваться и, соответственно, служить базой программной работы солнечно-парусного движителя космического аппарата.

Формула изобретения

Способ разгона космического аппарата с использованием солнечного паруса, включающий раскрытие паруса на активном участке и складывание паруса на пассивном участке траектории полета, отличающийся тем, что приемную поверхность солнечного паруса ориентируют по нормали к лучистому потоку, обеспечивая статическую устойчивость космического аппарата в этом потоке, на пассивном участке траектории полета солнечный парус складывают в конфигурацию “звезда”, реализуя вырождение в шар эллипсоида инерции космического аппарата и одновременно демпфируя возмущения аппарата относительно его центра масс, причем на обоих указанных, активном и пассивном, участках противодействуют закрутке космического аппарата относительно его продольной оси, возникающей и самоподдерживающейся вследствие асимметрии конструкции космического аппарата, создавая пару сил относительно продольной оси космического аппарата посредством вынесенных относительно этой оси солнечных элеронов, которые переводят в одно из двух возможных положений, создающих пропеллерный эффект вокруг данной оси.

РИСУНКИ