RU2087387C1

RU2087387C1 - Искусственный спутник

Info

Publication number: RU2087387C1
Authority: RU
Inventors: Валерий Николаевич Ключников
Original assignee: Валерий Николаевич Ключников
Priority date: 1992-09-02
Filing date: 1992-09-02
Publication date: 1997-08-20

Abstract

Использование: в космической технике, и более конкретно, в качестве средств снижения аэродинамических возмущений, действующих на искусственные спутники (ИС) в орбитальном полете. Сущность изобретения: ИС содержит корпус 1 и систему ориентации и стабилизации 2; уменьшение аэродинамических возмущений достигается установкой перед корпусом 1, в направлении полета, экрана 5, рабочие поверхности которого обеспечивают угол атаки менее 50^o, что соответствует квазизеркальному отражению набегающего потока, создающему, по сравнению с диффузным отражением, меньшую силу лобового сопротивления. При цилиндрическом корпусе ИС экран 5 выполнен в виде решетки, содержащей клин и расположенные с обеих сторон от него прямоугольные пластины, взаиморасположение которых дает практически однократное отражение потока. Для уменьшения габаритов экрана в нерабочем положении и снижения его массы экран может быть выполнен в форме клина надувной конструкции (или совмещен с другими системами ИС, например, радиационными панелями 4 системы поддержания его теплового режима). 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к средствам уменьшения аэродинамических возмущений, действующих на искусственные спутники (ИС) в орбитальном полете.

Известен метеорологический ИС "Метеор-2", имеющий корпус цилиндрической формы, в котором размещены научная телевизионная аппаратура и служебные системы, в частности система ориентации на основе силовых гироскопов, обеспечивающих требуемое положение спутника в орбитательной системе координат (постоянное направление его продольной оси на центр Земли). ИС содержит также управляемые панели солнечных батарей большой (сравнительно с габаритами корпуса) площади. На теневом участке орбиты (где нет энергосъема) панели могут переводиться в положение минимального аэродинамического сопротивления.

Однако в этом случае, несмотря на относительно низкую плотность атмосферы на высотах (≈800 км) полета спутника, сила лобового сопротивления корпуса из-за большого миделева сечения оказывает при значительных интервалах времени все же существенное влияние на изменение параметров орбиты и на продолжительность активного существования спутника; кроме того, аэродинамический возмущающий момент, действующий на корпус, приводит к дополнительному расходу энергии на поддержание необходимой ориентации ИС.

Наиболее близким из числа известных аналогов является ИС, содержащий корпус, систему ориентации и стабилизации, а также экран, установленный перед корпусом навстречу набегающему потоку (см. Экспресс-информация "Астронавтика и ракетодинамика", N 25, 1986//ВИНИТИ. М. 1986, с.19 26).

Недостаток известного ИС состоит в том, что, несмотря на хорошие тормозные свойства ИС при малом кинетическом нагреве, на рабочих орбитах создаются значительные аэродинамические возмущения.

Техническим результатом изобретения является уменьшение аэродинамических возмущений, действующих на ИС в орбитальном полете.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном ИС, содержащем корпус, систему ориентации и стабилизации, а также экран, установленный перед корпусом навстречу набегающему потоку, данный экран выполнен с углом атаки рабочих поверхностей менее 50^o.

Корпус ИС может быть, в частности, выполнен цилиндрическим, а экран - содержащим клин и расположенные по обе стороне от него прямоугольные пластины, при этом угол между плоскостью отражающей поверхности пластин и плоскостью, проходящей через переднюю кромку предыдущей пластины и заднюю кромку последующей, считая пластины от клина, равен углу установки этой поверхности относительно плоскости симметрии клина, но не менее 30^o.

Сущность изобретения основана на том, что, как известно, в условиях орбитального полета набегающий поток газа верхней атмосферы при малых, менее 50^o, углах атаки поверхности отражается от нее, главным образом, квазизеркально (малое значение Cх аэродинамического коэффициента лобового сопротивления), а при больших (близких к 90^o) диффузно (большое значение Cх). Учитывая этот факт и выбраны характеристики экрана, позволяющего уменьшить аэродинамические возмущения за счет, в основном, "перевода" диффузного отражения в квазизеркальное.

В частном случае цилиндрического корпуса здесь описан один из возможных вариантов экрана с малым углом установки (малым углом атаки) при небольших его габаритах. Предложенное взаимное положение поверхностей обеспечивает практически однократное отражение потока, так как при углах атаки α=30 - 50^o угол квазизеркального отражения равен углу падения, а при a=0 - 30^o максимум отражения не превышает 30^o.

Оценки показывают, что за счет экрана, имеющего форму клина с высотой, равной высоте цилиндрического корпуса, а с шириной основания его радиусу, аэродинамическое сопротивление корпуса снизится на ≈16%
Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых:
фиг. 1 общий вид спутника с экраном в виде надувного клина,
фиг. 2 ИС с экраном-решеткой, сечение,
фиг. 3 ИС с надувным экраном-клином, сечение,
фиг. 4 ИС с экраном, конструктивно совмещенным с радиационными панелями системы поддержания теплового режима (ОПТР), сечение.

ИС содержит корпус 1, несущий целевую аппаратуру, и обеспечивающие ее работу системы, в частности систему ориентации и стабилизации с использованием реактивных двигателей 2, систему электрического питания на основе солнечных батарей 3 и СПТР спутника, сброс тепла которого осуществляется радиационными панелями 4, уменьшение аэродинамических возмущений ИС обеспечивается экраном 5.

Конструктивно экран может быть выполнен по различным схемам. При малых продольных габаритах наибольшей эффективностью (но и наибольшей сложностью) обладает экран-решетка (фиг.2), обеспечивающий практически любые малые углы атаки a Такой экран включает восемь прямоугольных пластин 6, установленных параллельно друг другу по обе стороны от клина 7. Угол b установки пластин 6 относительно плоскости AB симметрии ИС, соответствующий углу атаки a взят равным 25^o(Cх≈1,5). Длина экрана принята равной высоте цилиндрического корпуса, а ширина выбрана из условия затенения им области САД (с центральным углом 2 2δ 2• 50^o 100^o) диффузного отражения от поверхности корпуса. Взаимное расположение пластин 7 определяется условием незатенения их друг другом и углом максимума квазизеркального отражения потока при a=β если 30^°≅ β ≅ 50^° то γ=β если 0 ≅ β ≅ 30^°, то γ=30^° (эти условия обеспечивают практически однократное взаимодействие потока с поверхностью экрана). В нашем случае γ=30^° В целом экран-решетка эквивалентен в аэродинамическом отношении экрану в виде клина с высотой

(n число пластин, h высота клина). Для рассматриваемого примера H 4h.

Более простым, легким и компактным в сложенном положении является надувной экран-клин (фиг.3). Один из возможных вариантов боковые грани выполнены в виде отдельных герметических полостей 8. Для увеличения надежности каждая грань может включать несколько независимых секций (см.фиг.1), а развертывание обеспечивается за счет предварительного введения в полость легко сублимирующего в космических условиях материала. Можно также покрыть ткань экрана составом (например, эпоксидной смолой, армированной стекловолокном), который затвердевает под действием солнечного излучения (в этом случае, естественно, отпадает необходимость в поддержании избыточного давления).

Наибольшей простотой и наименьшими габаритно-весовыми характеристиками обладает экран с нулевой собственной массой (идеальный случай), что достигается использованием имеющихся на ИС ресурсов, например, радиационных панелей СПТР (фиг.4), противометеоритных экранов и т.д. Панели СПТР представляют собой подвижные криволинейные (с радиусом кривизны корпуса) секции 9, которые после перевода разворотом вокруг узлов 10 в рабочее положение образуют клин с выпукло-вогнутыми гранями. Узлы 10 можно выполнить в виде упругих элементов (вместо малонадежных шарниров с приводами), а панели фиксировать с помощью постоянных магнитов ( известное решение). Следует отметить, что в таком положении панелей 9 улучшается также и теплоотвод (за счет свободного излучения внутренней поверхности). Штриховой линией на чертеже отмечено исходное положение панелей 9.

ИС, согласно изобретению, работает следующим образом.

В исходном (транспортном) положении экран 5 сложен, как показано штриховыми линиями на фиг.2, 4, и затем приводится в рабочее положение посредством механизма раскрытия и/или специальных средств наддува (с химическим отверждением т.п.), как отмечено выше.

С помощью системы ориентации и стабилизации ИС переводится в штатное положение при ориентации экрана 5 навстречу набегающему газовому потоку (фиг. 1).

Предлагаемый ИС обладает следующими техническими преимуществами перед прототипом:
1. Увеличенным временем активного существования на орбите.

2. Уменьшенным расходом энергии на поддержание требуемой высоты орбиты и углового положения спутника.

3. Улучшенной точностью прогноза движения спутника.

4. Повышенной защищенностью от действия микрометеоритов за счет рикошетирования их от наклонной поверхности (а не проникновения внутрь материала)[5]
Экономический эффект данного изобретения следует из вышеприведенных технических преимуществ его.

Claims

1. Искусственный спутник, содержащий корпус, систему ориентации и стабилизации, а также экран, установленный перед корпусом навстречу набегающему потоку, отличающийся тем, что экран выполнен с углом атаки рабочих поверхностей менее 50^o.

2. Спутник по п.1, отличающийся тем, что корпус выполнен цилиндрическим, а экран содержит клин и расположенные по обе стороны от него прямоугольные пластины, при этом угол между плоскостью отражающей поверхности пластин и плоскостью, проходящей через переднюю кромку предыдущей пластины и заднюю кромку последующей, считая пластины от клина, равен углу установки этой поверхности относительно плоскости симметрии клина, но не менее 30^o.