EA024763B1

EA024763B1 - Способ аэродинамической стабилизации наноспутника класса cubesat и устройство для его осуществления (варианты)

Info

Publication number: EA024763B1
Application number: EA201400132A
Authority: EA
Inventors: Игорь Витальевич Белоконов; Иван Александрович Тимбай; Ефим Владимирович Устюгов
Priority date: 2014-01-09
Filing date: 2014-01-09
Publication date: 2016-10-31
Also published as: EA201400132A1

Abstract

Изобретение относится к космическим аппаратам, таким как наноспутники, и может быть использовано в условиях низкоорбитального полета для стабилизации продольной оси наноспутника относительно вектора скорости с амплитудой колебаний меньше допустимой с заданной вероятностью. В предлагаемом способе после отделения наноспутника от носителя в направлении вектора скорости происходит его трансформация путем продольного удлинения конструкции на величину, изменяющую конструктивный параметр, связывающий расположение центра масс, величину удлинения и значение продольного момента инерции наноспутника таким образом, чтобы при колебаниях максимальный угол атаки был меньше допустимого с заданной вероятностью на заданной высоте полета. Устройство содержит эластичную мембрану и направляющие стержни либо выдвижные пластины, создающие аэродинамические поверхности, и донную крышку, служащую одновременно для хранения эластичной мембраны и для придания жесткости конструкции наноспутника после удлинения. Величина продольного удлинения регулируется длиной направляющих стержней либо выдвижных пластин. Техническим результатом изобретения является расширение функционально-эксплуатационных возможностей наноспутника и средств его ориентации на орбите, позволяющее использовать при отделении от носителя унифицированные системы отделения и обеспечить колебания продольной оси наноспутника с амплитудой меньше допустимой с заданной вероятностью на заданной высоте полета.

Description

Изобретение относится к области космической техники, в частности к способам и устройствам угловой ориентации космических объектов, и может быть использовано при разработке наноспутников, угловую стабилизацию которых осуществляют с помощью аэродинамической системы ориентации.

Известны способы и устройства пассивной ориентации (стабилизации) спутников, основанные на использовании аэродинамических сил. Если центр давления аэродинамических сил не совпадает с центром масс спутника, то появляется аэродинамический момент, который может быть использован для ориентации и стабилизации спутников. С целью увеличения аэродинамических сил и удаления центра давления от центра масс спутника применяются аэродинамические стабилизаторы специальной формы.

Известен способ аэродинамической стабилизации спутника, включающий создание дополнительных аэродинамических поверхностей, развертываемых вдоль продольной оси спутника, после его отделения от носителя в направлении вектора скорости (Алексеев, К.Б. Управление космическими летательными аппаратами [Текст]/ К.Б. Алексеев, Г.Г. Бебенин. - М.: Машиностроение, 1974. - 340 с. - прототип).

Недостатком известного способа является детерминированный подход в выборе конструктивных параметров стабилизатора, обеспечивающих заданную ориентацию.

Наиболее близким к предлагаемому устройству является аэродинамический стабилизатор искусственного спутника (патент РФ № 2042584, кл. В64С 1/00, опубл. 27.08.1995 г.), включающий дополнительные аэродинамические поверхности, обеспечивающие ориентацию за счет использования полых усеченных конусов с углом полураствора примерно 20°, что позволяет значительно уменьшить длину рабочей части стабилизатора.

Недостаток данной конструкции заключается в том, что ее геометрические характеристики не соответствуют стандартным требованиям по размещению в унифицированных коммерческих адаптерах (181ΡΘΌ, Р1уМа1е), используемых для запуска наноспутников класса СиЬе8а1 на орбиту их функционирования попутным способом и устанавливаемых на основной спутник.

В основу изобретения поставлена задача расширения функционально-эксплуатационных возможностей наноспутников в области обеспечения аэродинамической ориентации с заданной вероятностью при использовании унифицированных систем отделения от носителя.

Эта задача решается тем, что в способе аэродинамической стабилизации наноспутника класса СиЬе8а1. включающем создание дополнительных аэродинамических поверхностей, развертываемых вдоль продольной оси наноспутника, после его отделения от носителя в направлении вектора скорости согласно изобретению создание дополнительных аэродинамических поверхностей наноспутника проводят путем продольного удлинения конструкции на величину, изменяющую конструктивный параметр таким образом, чтобы при колебаниях максимальный угол атаки был меньше допустимого с заданной вероятностью на заданной высоте полета, при этом величина конструктивного параметра наноспутника определяется из условия

Л=—(1_+А)>-_;

Л к_} (с05<_а1 -1)?(Я) где к - конструктивный параметр; Δχ - запас статической устойчивости; 1_п - поперечный момент инерции трансформированного наноспутника; μ=Δ1/1 - относительное удлинение наноспутника, Δ1=Ε-1, Ь - длина трансформированного наноспутника, 1 - исходная длина наноспутника; μ(Η) - скоростной напор на высоте полета; р - заданная вероятность реализации максимального угла атаки меньше допустимого а*_тах; σ=σ₀1_η0/1_η - среднеквадратическое отклонение компонент поперечной составляющей угловой скорости наноспутника после трансформации (1_п0 - исходный поперечный момент инерции), σ₀ - среднеквадратическое отклонение компонент поперечной составляющей угловой скорости, обусловленной погрешностью системы отделения; к₁=0,053 м².

Технический результат предлагаемого устройства достигается тем, что устройство аэродинамической стабилизации наноспутника включает дополнительные аэродинамические поверхности, согласно изобретению дополнительные аэродинамические поверхности состоят из донной крышки, установленных на ней четырех направляющих стержней вдоль продольных ребер наноспутника и натянутой между донной крышкой и направляющими стержнями эластичной мембраны.

При этом длина стержней выбирается в зависимости от требуемого конструктивного параметра.

Также технический результат может быть достигнут тем, что устройство аэродинамической стабилизации наноспутника включает дополнительные аэродинамические поверхности, согласно изобретению дополнительные аэродинамические поверхности состоят из донной крышки и закрепленных на ней четырех выдвижных пластин вдоль боковых граней наноспутника.

При этом длина пластин выбирается в зависимости от требуемого конструктивного параметра.

Для определения условий, при которых достигается режим стабилизации движения наноспутника, проведен анализ движения относительно центра масс наноспутника под действием аэродинамического момента. Пренебрегая влиянием гравитационного момента и угловой скоростью движения центра масс на орбите, усредняя аэродинамический момент по углу собственного вращения и аппроксимируя его синусоидальной зависимостью от угла атаки, изменение угла атаки наноспутника можно описать следующим уравнением (Ярошевский В.А. Движение неуправляемого тела в атмосфере [Текст]/ В.А. Ярошев- 1 024763 ский. - М.: Машиностроение, 1978. - 168 с.):

ά + (О-Ксо5а')(И-Ссо5а)/5а1³ а-α(Η)5ΐηα = 0 , (1) где К=1_хш_х/1_п=сопб1, С=К сока + (-ш_у С05<р_м + ω_ζ 5ΐηφ_η) 5ίηα=εοη5ΐ - отнесенные к поперечному моменту инерции проекции вектора кинетического момента на продольную ось наноспутника и на направление скорости центра масс соответственно; 1_х - продольный момент инерции; φ=1_ζ=1_η - поперечный момент инерции; ω_χ,ω₎,,ω_ζ - проекции вектора угловой скорости на оси связанной системы координат; φ_η угол аэродинамического крена (угол собственного вращения); α(Η)=^δΐν²ρ(Η)/(2.Ι_η), т_а - коэффициент восстанавливающего момента, вычисленного относительно центра масс, δ - характерная площадь, 1 - характерный размер наноспутника, V - скорость центра масс, Η - высота полета; р(Н) - плотность атмосферы. Интеграл энергии системы (1) при Н=сопб1 имеет вид ά² /2 + (8² + О² -27?Осоза)/{2ып² а) + асо$а -Е. (2)

Значение Е определяется по начальным условиям, при этом α₀=ω^05φ_η0+ω_ζ5ΐηφ_η0. Максимальное значение угла атаки определяется из уравнения (К² + О² -2ДСсо5й:тм)/(25ш² «мх) + асозог_тах -£ = 0. (3)

При малых К, С (при малой разности К и С, малом начальном значении угла атаки а₀) соотношение (3) можно записать в виде

-£ = 0, (4) дсо$а₀ + — где Е = ²

Из (4)

Полагая, что величина ^ао распределена по Рэлеевскому закону (компоненты поперечной составляющей угловой скорости независимы и распределены по нормальному закону с нулевыми математическими ожиданиями и дисперсиями, равными σ<σ²ζ=σ²), вычисляя распределение функции по распределению аргумента, получим аналитические выражения для функции распределения максимального угла атаки α.. ,πα, π)

Для малых значений а₀ (отделение наноспутника по вектору скорости) можно принять сока₀=1, тогда

Задавая р - вероятность реализации допустимого значения максимального угла атаки а*_тах, разрешая (8) относительно коэффициента α получим

Учитывая выражение для коэффициента а, принимая за характерную площадь δ=0,01 м², получим требование к конструктивному параметру трансформированного наноспутника. Для того чтобы максимальный угол атаки был меньше допустимого значения с вероятностью не меньшей чем р, необходимо выполнение следующего условия для конструктивного параметра трансформированного наноспутника:

где Дх - запас статической устойчивости (расстояние между центром масс трансформированного наноспутника и центром давления, расположенным в его геометрическом центре); Ц - поперечный момент инерции трансформированного наноспутника; μ=Δ1/1 - относительное удлинение наноспутника; Д1=Ь-1, Ь - длина трансформированного наноспутника, 1 - исходная длина наноспутника; μ(Η) - скоростной напор на высоте полета трансформированного наноспутника; к1=0,053 м².

Следует отметить, что необходимым условием является преобладание аэродинамического момента над гравитационным.

На фиг. 1 схематично показано устройство, реализующее данный способ.

На фиг. 2 показан поперечный разрез устройства аэродинамической стабилизации наноспутника (разрез А-А).

На фиг. 3 схематично показан второй вариант устройства, реализующего данный способ.

На фиг. 4 показан поперечный разрез устройства аэродинамической стабилизации наноспутника

- 2 024763 (разрез Б-Б).

Устройство состоит из донной крышки 1, установленных на ней четырех направляющих стержней 2 и натянутой между ними эластичной мембраны 3. Донная крышка закрепляется таким образом, чтобы в исходном (не трансформированном) состоянии эластичная мембрана хранилась в пространстве между донной крышкой и днищем корпуса наноспутника. Эластичная мембрана при удлинении наноспутника образуют аэродинамические поверхности вдоль его граней таким образом, чтобы сместить центр давления 4 относительно центра масс 5. Величина продольного удлинения, обеспечивающая необходимое выполнение требования к конструктивному параметру (10), регулируется длиной направляющих стержней.

Другой вариант устройства реализует данный способ посредством использования выдвижных пластин 6, закрепленных на донной крышке 1 таким образом, чтобы при выдвижении создать аэродинамическую поверхность вдоль продольных граней наноспутника. Величина продольного удлинения, обеспечивающая необходимое выполнение требования к конструктивному параметру (10), регулируется длиной выдвижных пластин.

Устройства работают следующим образом. После выхода на целевую орбиту фиксаторы донной крышки 1 раскрываются, и она начинает двигаться вдоль продольной оси вместе с закрепленными на ней стержнями 2 и эластичной мембраной 3 или выдвигаемыми пластинами 6. При окончательном удлинении наноспутника происходит фиксация направляющих стержней 2 или выдвигаемых пластин 6, что обеспечивает создание требуемого удлинения на всем протяжении полета наноспутника.

Предлагаемый способ и устройства аэродинамической стабилизации наноспутника в условиях низковысотного полета, по сравнению с известными техническими решениями, расширяют функциональноэксплуатационные возможности наноспутников, позволяют использовать при отделении от носителя унифицированные системы отделения и обеспечивают колебания продольной оси наноспутника с амплитудой меньшей допустимой с заданной вероятностью на заданной высоте полета.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Способ изготовления аэродинамически стабилизированного наноспутника класса СиЬеЗа!, включающий создание дополнительных аэродинамических поверхностей, развертываемых вдоль продольной оси наноспутника, после его отделения от носителя в направлении вектора скорости, отличающийся тем, что создание дополнительных аэродинамических поверхностей наноспутника проводят путем продольного удлинения конструкции на величину, изменяющую конструктивный параметр таким образом, чтобы при колебаниях максимальный угол атаки был меньше допустимого с заданной вероятностью на заданной высоте полета, при этом величина конструктивного параметра наноспутника определяется из условия

Δχ σ²1η(1 - р) /с = — (1 + μ) > тут-;-ΪΤΤΖη' где к - конструктивный параметр; Дх - запас статической устойчивости; С - поперечный момент инерции трансформированного наноспутника; μ=Δ1/1 - относительное удлинение наноспутника, Д1=Ь-1, Ь - длина трансформированного наноспутника, 1 - исходная длина наноспутника; л(Н) - скоростной напор на высоте полета; р - заданная вероятность реализации максимального угла атаки меньше допустимого а*_тах; σ σ ,1.../,1.. - среднеквадратическое отклонение компонент поперечной составляющей угловой скорости наноспутника после трансформации (Ι_η0 - исходный поперечный момент инерции), σ₀ - среднеквадратическое отклонение компонент поперечной составляющей угловой скорости, обусловленной погрешностью системы отделения; ^=0,053 м².
2. Наноспутник класса СиЬе8а1. изготовленный способом по п.1, включающий дополнительные аэродинамические поверхности, отличающийся тем, что дополнительные аэродинамические поверхности состоят из донной крышки, установленных на ней четырех направляющих стержней вдоль продольных ребер наноспутника и натянутой между донной крышкой и направляющими стержнями эластичной мембраны.
3. Наноспутник класса СиЬе8а1, изготовленный способом по п.1, включающий дополнительные аэродинамические поверхности, отличающийся тем, что дополнительные аэродинамические поверхности состоят из донной крышки и закрепленных на ней четырех выдвижных пластин вдоль боковых граней наноспутника.