RU2603441C1

RU2603441C1 - Method to launch micro-and nano-satellites and device based on microprocessor inductive system for launching

Info

Publication number: RU2603441C1
Application number: RU2015133665/11A
Authority: RU
Inventors: Олег Васильевич Филонин; Игорь Витальевич Белоконов; Зафар Ильясович Гимранов; Евгений Евгеньевич Кострюков; Владимир Александрович Глущенков; Ринат Юнусович Юсупов
Priority date: 2015-08-11
Filing date: 2015-08-11
Publication date: 2016-11-27

Abstract

FIELD: space.

SUBSTANCE: group of inventions relates to space engineering. Method to launch micro-and nano-satellites consists in the fact that after installation of launched satellite with single-axle gyro on a base and after selection by means of electromechanical system of specified direction orientation gyro run-up and launching of a device is carried out. Electromechanical part of microprocessor inductive launching system contains mechanisms of rotation of launching baseplate in azimuthal and zenith directions, driven by step motors controlled by commands of the microprocessor. For generation of mechanical launching pulse there is a solenoid placed in the working gap of the magnetic system. Electromechanical system also comprises electromagnet, fixing satellite with single-axle gyro installed on its lower base. Microprocessor of launching system disconnects electromagnet in the moment of separation.

EFFECT: technical result of group of inventions is providing controlled launching and micro-satellites with preservation of orientation in space relative to the main axis of separated apparatus.

4 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам отделения от космических летательных аппаратов (КЛА), и может быть использовано для одновременного отделения как одного, так и группы наноспутников (НС).The invention relates to space technology, in particular to systems for separation from spacecraft (SC), and can be used for simultaneous separation of one or a group of nanosatellites (NS).

На сегодняшний день для отделения НС используются устройства, работающие на основе пружинного толкателя (патент 2254265, МПК В64С 1/00, опубл. 20.06.2004 г.), либо на энергии сжатого газа, либо на основе пирозаряда.Today, devices operating on the basis of a spring pusher (patent 2254265, IPC В64С 1/00, publ. 06/20/2004) are used for separation of NS either on the energy of compressed gas or on the basis of pyrolysis.

Известно устройство, содержащее адаптируемую к ракете-носителю стойку и идентичные органы стыковки (патент 2156212, МПК B64G 1/22, опубл. 20.09.2000 г.). На каждом органе расположена система крепления и отделения наноспутника, а также электроразъемы, которые служат для электрической связи с ракетой-носителем спутников и органов стыковки. Снаружи стойки монтируются идентичные посадочные места. Органы стыковки могут быть установлены на любое число этих мест. Изобретение направлено на достижение унификации средств выведения спутников.A device is known comprising a rack adaptable to a launch vehicle and identical docking bodies (patent 2156212, IPC B64G 1/22, publ. 09/20/2000). Each organ has a mounting system and separation of the nanosatellite, as well as electrical connectors, which are used for electrical communication with a carrier rocket of satellites and docking bodies. Outside the rack, identical seats are mounted. Docking authorities can be installed on any number of these places. The invention is aimed at achieving a unification of satellite launching facilities.

Известен адаптер для группового запуска наноспутников (патент 2260551, МПК B64G 1/64, опубл. 20.09.2005). Для обеспечения жесткости системы крепления и уменьшения массы спутники размещаются по оптимальной схеме на платформе.Known adapter for group launch of nanosatellites (patent 2260551, IPC B64G 1/64, publ. 09/20/2005). To ensure the rigidity of the fastening system and to reduce the mass, the satellites are placed according to the optimal scheme on the platform.

В перечисленных патентах наноспутники отделяются от средства выведения с помощью индивидуальных автономных устройств, которые размещаются на местах установки при проведении наземных сборочно-монтажных работ. Повторное использование их не предусмотрено.In the above patents, the nanosatellites are separated from the withdrawal means using individual autonomous devices that are located at the installation site during ground-based assembly and installation works. Their reuse is not provided.

Известен также способ отделения НС от средства доставки с помощью магнитоиндукционной системы, содержащей индуктор, через соленоидальную катушку которого разряжается конденсатор (патент №2472679, МПК B64G 1/22, опубл. 20.01.2013). В данном способе индуктор и конденсаторы жестко закреплены на платформе средства доставки, запускаемый аппарат, основание которого должно быть выполнено из ферромагнитного материала, устанавливается на индуктор. Запуск производится следующим образом: конденсатор с помощью тиристорного ключа разряжается через индуктор, в материале основании запускаемого аппарата наводятся токи Фуко, таким образом, за счет взаимодействия магнитных полей индуктора и индуцированных полей в зоне основания наноспутника происходит отделение аппарата от средства доставки.There is also a method of separating the NS from the delivery vehicle using a magneto-induction system containing an inductor, through the solenoidal coil of which the capacitor is discharged (patent No. 2472679, IPC B64G 1/22, publ. 01.20.2013). In this method, the inductor and capacitors are rigidly fixed to the platform of the delivery vehicle, the starting apparatus, the base of which must be made of ferromagnetic material, is mounted on the inductor. The launch is carried out as follows: the capacitor is discharged through the inductor with the thyristor key, Foucault currents are induced in the base material of the apparatus to be launched, thus, due to the interaction of the magnetic fields of the inductor and the induced fields in the base zone of the nanosatellite, the apparatus separates from the delivery vehicle.

Недостатками данного способа устройства являются крайне малый коэффициент полезного действия, деформация или разрушение основания наноспутника, отсутствие возможности произвести запуск в заданном направлении, произвольное (хаотичное) движение наноспутника относительно его центра масс после отделения.The disadvantages of this method of the device are extremely low efficiency, deformation or destruction of the base of the nanosatellite, the inability to launch in a given direction, arbitrary (chaotic) movement of the nanosatellite relative to its center of mass after separation.

Наиболее близким к заявляемому устройству является устройство запуска с помощью магнитоиндукционного эжектора (патент №2551408 C1 RU, МПК B64G 1/64 опубл. 20.05.2015). На этом устройстве расположена система крепления и отделения наноспутника, а также электроразъемы, которые служат для электрической связи с ракетой-носителем спутников и органов стыковки. После определения направления ориентации средства доставки КЛА относительно данной планеты производится расчет параметров запуска группировки микроспутников. Эта процедура выполняется бортовым вычислительным комплексом средства доставки КЛА. Рассчитанные исходные данные передаются на микропроцессорную систему управления запуском, осуществляемую с помощью магнитоиндукционного эжектора (МИЭ). Микроспутник роботом манипулятором устанавливается на платформу запуска МИЭ. После установки и фиксации НС на планшайбе МИЭ с помощью электромеханических систем поворота задаются азимутальный и зенитный углы относительно ориентации средства доставки или относительно системы координат связанной с планетой. Для создания импульса электромагнитного поля в индукторах служат конденсаторы C₁, C₂, которые предварительно заряжаются от бортовой сети КЛА, а именно системы аккумулятор - солнечные панели. В исходный момент времени индукторы плотно прижаты друг к другу. В этот момент тиристоры Vs₁, Vs₂ открываются импульсами сформированными микропроцессором и через полевые транзисторы T₁, T₂ начинается разряд конденсаторов через индуктивности L₁, L₂, помещенные в броневые сердечники из ферромагнитного материала. Так как в исходный момент времени индукторы плотно прижаты друг к другу, а ток разряда достигает нескольких сотен ампер, то в замкнутом объеме индукторов можно запасти энергию в несколько джоулей, что обеспечивает коэффициент полезного действия в несколько десятков процентов.Closest to the claimed device is a launch device using a magnetic induction ejector (patent No. 2551408 C1 RU, IPC B64G 1/64 publ. 05/20/2015). On this device, there is a mounting system and separation of the nanosatellite, as well as electrical connectors, which are used for electrical communication with a carrier rocket of satellites and docking bodies. After determining the direction of orientation of the spacecraft delivery vehicle relative to this planet, the parameters of the launch of the microsatellite group are calculated. This procedure is performed by the onboard computer system of the KL delivery vehicle. The calculated initial data are transmitted to the microprocessor-based launch control system, carried out using a magnetic induction ejector (MIE). The microsatellite is mounted by a robotic arm on the MIE launch platform. After installing and fixing the NS on the MIE faceplate, the azimuthal and zenith angles are set with the help of electromechanical rotation systems relative to the orientation of the delivery vehicle or relative to the coordinate system associated with the planet. To create an electromagnetic field pulse in the inductors, capacitors C ₁ , C _{2 are used} , which are pre-charged from the onboard network of the spacecraft, namely the battery system - solar panels. At the initial time, the inductors are tightly pressed against each other. At this moment, the thyristors Vs ₁ , Vs ₂ are opened by pulses generated by the microprocessor and through the field effect transistors T ₁ , T ₂ , the discharge of capacitors through inductors L ₁ , L ₂ placed in the armored cores of ferromagnetic material begins. Since at the initial moment of time the inductors are tightly pressed against each other, and the discharge current reaches several hundred amperes, in a closed volume of inductors it is possible to store energy of several joules, which ensures a efficiency of several tens of percent.

К недостаткам этого магнитоиндукционного эжектора можно отнести:The disadvantages of this magneto-induction ejector include:

- наличие вибрации наноспутника на стадии вывода ракеты-носителя на заданную орбиту, обусловленную собственными частотами системы прижимных и выпускных пружин контейнера и наноспутника;- the presence of vibration of the nanosatellite at the stage of launching the launch vehicle into a given orbit, due to the natural frequencies of the system of clamping and exhaust springs of the container and nanosatellite;

- после отделения наноспутник может занимать произвольное положение в пространстве - вращательное, колебательное движение по траектории;- after separation, the nanosatellite can occupy an arbitrary position in space - rotational, oscillatory motion along the trajectory;

- относительно невысокая энергоемкость системы, позволяющая запускать наноспутники с небольшими начальными скоростями несмотря на высокий коэффициент полезного действия.- a relatively low energy intensity of the system, which allows launching nanosatellites with small initial speeds despite a high efficiency.

Задачей предлагаемого изобретения является улучшение энергомассовых характеристик, повышение энергии запуска, расширение функциональных возможностей устройства для запуска наноспутников с заданной скоростью и в заданном направлении в соответствии с выбранными зенитным и азимутальным углами, исключающее хаотичное движение по траектории.The objective of the invention is to improve the energy and mass characteristics, increase the launch energy, expand the functionality of the device for launching nanosatellites at a given speed and in a given direction in accordance with the selected zenith and azimuthal angles, eliminating chaotic motion along the trajectory.

Поставленная задача решается благодаря тому, что перед запуском каждого спутника на его основание устанавливается одноосный гироскоп, после чего платформа запуска с установленным аппаратом ориентируется в заданных зенитном и азимутальном направлениях с помощью соответствующих систем привода, управляемых микропроцессором, после чего производится раскрутка одноосного гироскопа до заданного значения момента импульса и затем с помощью импульсного магнитного поля, импульс силы которого оказывается приложенным к отделяемому аппарату, осуществляется его отделение от платформы магнитоиндукционной системы запуска.The problem is solved due to the fact that before launching each satellite, a uniaxial gyroscope is installed on its base, after which the launch platform with the installed device is oriented in the specified zenith and azimuth directions using the appropriate drive systems controlled by the microprocessor, after which the uniaxial gyroscope is unwound to the specified value the angular momentum and then using a pulsed magnetic field, the momentum of which is applied to the detachable apparatus, suschestvlyaetsya its separation from the launch platform magnetic induction system.

Устройство на основе микропроцессорной магнитоиндукционной системы для осуществления данного способа содержит сильноточный соленоид, помещенный в рабочий зазор системы постоянных неодимовых магнитов и состоящий из набора кольцевых магнитов и соосно установленного неодимового цилиндрического магнита, заключенных в корпус, выполненный из магнитомягкого материала для экранирования электромагнитных помех, при этом соленоид подключен через электронный ключ к ждущему одновибратору, соединенному с микропроцессором, установленным на устройстве запуска, которое также соединено с формирователем токового импульса электронным ключом, состоящим из нескольких мощных полевых транзисторов, включенных параллельно друг другу, а также с блоком коррекции формы импульсов разряда от конденсаторной батареи.A device based on a microprocessor magneto-induction system for implementing this method comprises a high-current solenoid placed in the working gap of a system of permanent neodymium magnets and consisting of a set of ring magnets and a coaxially mounted neodymium cylindrical magnet enclosed in a housing made of soft magnetic material to shield electromagnetic interference, while the solenoid is connected via an electronic key to a standby one-shot, connected to a microprocessor installed on troystve run, which is also connected to a generator current pulse the electronic switch consisting of several high-power field-effect transistors, connected in parallel to each other and with the unit of the capacitor bank discharge pulse form correction.

Кроме того, устройство содержит электромагниты фиксации запускаемого аппарата, которые соединены с микропроцессором, расположенным в системе запуска.In addition, the device contains electromagnets for fixing the starting apparatus, which are connected to a microprocessor located in the launch system.

Кроме того микропроцессор блока управления соединен через интерфейс с компьютером средства доставки и имеет свое постоянное запоминающее устройство, в котором хранится программное обеспечение процедур запуска, микропроцессор также соединен с преобразователем напряжения, который формирует напряжения для зарядки конденсаторной батареи и напряжение для питания сильноточной обмотки одноосного гироскопа, ждущим одновибратором и формирователями управляющих сигналов для шаговых двигателей ориентации.In addition, the microprocessor of the control unit is connected via an interface to the computer of the delivery vehicle and has its own permanent storage device in which the software for starting procedures is stored, the microprocessor is also connected to a voltage converter that generates voltages for charging a capacitor bank and a voltage for supplying a high-current winding of a uniaxial gyroscope, one-shot standby and control signal shapers for stepper orientation motors.

Изобретение позволяет по сравнению с выбранным прототипом в несколько (десятков) раз увеличить кинетическую энергию отделяемого аппарата, наличие одноосного гироскопа, который раскручивается до заданного значения момента инерции на старте после выбора зенитного и азимутального углов, а после старта становится неотъемлемой частью НС, исключает хаотическое движение НС по траектории.The invention allows, in comparison with the selected prototype, to increase (several tens) times the kinetic energy of the detached apparatus, the presence of a uniaxial gyroscope, which is untwisted to a given value of the moment of inertia at the start after selecting the zenith and azimuth angles, and after the start it becomes an integral part of the NS, eliminates chaotic motion NS on the trajectory.

Техническая сущность и принцип действия заявляемого способа запуска микро- и наноспутников и устройства на основе микропроцессорной магнитоиндукционной системы для осуществления запуска поясняется следующими чертежами:The technical essence and principle of operation of the proposed method for launching micro- and nanosatellites and a device based on a microprocessor magneto-induction system for launching is illustrated by the following drawings:

На фиг. 1 показана схема электромеханической магнитоиндукционной системы запуска микро- и наноспутников;In FIG. 1 shows a diagram of an electromechanical magneto-induction system for launching micro- and nanosatellites;

на фиг. 2 изображена блок схема электронного блока управления магнитоиндукционной системой запуска микро- и наноспутников.in FIG. 2 shows a block diagram of an electronic control unit for a magneto-induction system for launching micro- and nanosatellites.

Устройство электромеханической части магнитоиндукционной системы запуска микро- и наноспутников содержит: элемент корпуса средства доставки 1, фланец корпуса основания устройства 2, основание 3, шаговый двигатель 4, сектор ведомой шестерни механизма зенитной ориентации 5, подшипники 6, ограничители 7, корпус платформы 8, механизм привода азимутальной ориентации 9, корпус подшипников 10, фланец 11, корпус магнитного эжектора 12, магниты кольцевые 13, направляющую 14, посадочную планшайбу 15, электромагниты фиксации запускаемого аппарата 16, слаботочную обмотку одноосного гироскопа и магниты возбуждения тока 17, корпус гироскопа 18, демпферы 19, замки фиксации 20, ротор гироскопа 21, подшипник 22, конусные направляющие 23, основание запускаемого аппарата 24, балластное кольцо ротора гироскопа 25, сильноточную обмотку одноосного гироскопа и магниты возбуждения тока 26, ферромагнитные вставки, демпферы 27, направляющие 28, пружину 29, обмотку сильноточного соленоида 30, узел подшипника скольжения механизма ориентации в зенитном направлении 31, цилиндрический магнит 32, ось механизма зенитной ориентации 33, ось механизма азимутальной ориентации 34.The device of the electromechanical part of the magneto-induction system for launching micro- and nanosatellites contains: an element of the body of the delivery vehicle 1, a flange of the body of the base of the device 2, base 3, a stepper motor 4, a driven gear sector of the anti-aircraft orientation mechanism 5, bearings 6, stops 7, the platform body 8, the mechanism azimuthal orientation drive 9, bearing housing 10, flange 11, magnetic ejector housing 12, ring magnets 13, guide 14, seat plate 15, fixing electromagnets of the launched apparatus 16, weak the uniaxial gyroscope winding and current excitation magnets 17, the gyroscope case 18, the dampers 19, the locking locks 20, the gyroscope rotor 21, the bearing 22, the conical guides 23, the base of the starting apparatus 24, the gyroscope rotor ballast ring 25, the high-current winding of a uniaxial gyroscope and excitation magnets current 26, ferromagnetic inserts, dampers 27, guides 28, spring 29, winding of a high-current solenoid 30, a bearing assembly of the sliding mechanism of the orientation mechanism in the zenith direction 31, a cylindrical magnet 32, the axis of the mechanism of the anti-aircraft orientation AI 33, the axis of the azimuthal orientation mechanism 34.

Электронный блок управления содержит следующие блоки и узлы (фиг. 2): блок аккумуляторов 35, преобразователь напряжения 36, конденсаторную батарею 37, ключ 38, выполненный на мощных полевых транзисторах, корректор импульсов запуска 39, соленоидальную катушку эжектора 40, ПЗУ 41, ждущий одновибратор 42, формирователь токовых импульсов запуска 43, микроконтроллер (микропроцессор) 44, формирователи сигналов управления шаговыми двигателями (ШД) 45, 46, драйверы шаговых двигателей 47, 48, интерфейс связи со средством доставки 49, шаговые двигатели 50, 51.The electronic control unit contains the following blocks and assemblies (Fig. 2): a battery block 35, a voltage converter 36, a capacitor bank 37, a key 38 made on powerful field-effect transistors, a start pulse corrector 39, a solenoidal ejector coil 40, a ROM 41, a one-shot standby 42, the driver of the current pulses of the start 43, the microcontroller (microprocessor) 44, the drivers of the stepper motor control signals (SHD) 45, 46, the drivers of the stepper motors 47, 48, the communication interface with the delivery vehicle 49, the stepper motors 50, 51.

Электромеханическая часть микропроцессорной магнитоиндукционной системы запуска устанавливается на корпусе средства доставки с помощью фланца корпуса основания 2, в котором запрессовано основание 3, выполненное в виде пустотелого цилиндра. На основании закреплен корпус платформы 8, внутри которого расположены подшипники 6 с запрессованной в них осью механизма азимутальной ориентации 34. На эту ось 34 напрессованы: цилиндрический неодимовый магнит 32 и корпус магнитного эжектора 12 цилиндрической формы. Он выполнен из магнитомягкого материала для экранирования импульсных электромагнитных помех, возникающих при разряде конденсаторной батареи через сильноточный соленоид 30. Внутри корпуса 12 установлены кольцевые магниты, например, из неодима, их количество определяется энергией, необходимой для запуска отделяемого аппарата определенной массы. Таким образом, в области пространства между цилиндрическим и кольцевыми магнитами, которые сориентированы соосно, формируется почти однородное магнитное поле. Эта область пространства является рабочим зазором магнитоиндукционного эжектора. В рабочем зазоре, также соосно, размещается многослойный сильноточный соленоид 30, закрепленный на пустотелой направляющей 14, выполненной из немагнитного материала. Направляющая может перемещаться вдоль оси цилиндрического магнита, являющегося продолжением оси 34. Направляющая 14 и посадочная планшайба запуска 15 представляют собой одно целое. В посадочной планшайбе запрессована обмотка электромагнита фиксации 16 запускаемого аппарата, а для выполнения условия соосности отделяемого аппарата и системы запуска в посадочной планшайбе сделана конусная направляющая 23 и соответственно в основании одноосного гироскопа 18 - ее ответная часть. Для предотвращения резких ударов соленоида 30 о крышку корпуса 12 во время запуска между верхней крышкой корпуса 12 и соленоидом установлена демпфирующая пружина 29. На нижнюю часть корпуса 12 напрессована зазоровыбирающая ведомая шестерня, которая с ведущей шестерней и шаговым двигателем составляют механизм привода в азимутальном направлении 9. Через корпус платформы 8 проходит ось механизма зенитной ориентации 31, установленная в подшипник скольжения, на эту ось запрессован сектор ведомой шестерни механизма зенитной ориентации 5, который приводится во вращение ведущей шестерней, насаженной на вал шагового двигателя 4. Одноосный гироскоп состоит из корпуса 18, в котором размещены сильноточная обмотка 26 и слаботочная обмотка 17. В центре корпуса установлен подшипник качения 22, на внутреннее кольцо которого напрессован ротор гироскопа 21. Ротор гироскопа состоит из цилиндрического корпуса, на внешней поверхности которого закреплены постоянные магниты. Они в совокупности с сильноточной и слаботочной обмотками служат двигателями для его раскрутки. Внутри гироскопа установлено балластное кольцо 25, масса которого определяет его инерционные свойства. На нижнем основании гироскопа напрессованы кольца из ферромагнитного материала, которые в сочетании с соленоидальной обмоткой образуют электромагнит 16 для фиксации на планшайбе 15 запускаемого аппарата. Между гироскопом и посадочной планшайбой 15 установлены демпферы 27, которые закреплены на планшайбе, на ней же установлены направляющие 28, облегчающие манипулятору процесс установки отделяемого аппарата посадочную планшайбу. Механические замки фиксации 20 служат для жесткой стыковки НС с одноосным гироскопом. Между основанием НС 24 и одноосным гироскопом установлены демпферы 19, закрепляемые на корпусе гироскопа.The electromechanical part of the microprocessor magneto-induction launch system is installed on the body of the delivery means using the flange of the base 2, in which the base 3 is pressed in the form of a hollow cylinder. A base of the platform 8 is fixed on the base, inside of which there are bearings 6 with the axis of the azimuthal orientation mechanism 34 pressed into them. On this axis 34 are pressed: a cylindrical neodymium magnet 32 and a body of a magnetic ejector 12 of cylindrical shape. It is made of soft magnetic material to shield pulsed electromagnetic interference arising from the discharge of a capacitor bank through a high-current solenoid 30. Ring magnets are installed inside the housing 12, for example, from neodymium, their quantity is determined by the energy required to start a detachable device of a certain mass. Thus, in the region of space between the cylindrical and ring magnets, which are oriented coaxially, an almost uniform magnetic field is formed. This region of space is the working gap of the magnetic induction ejector. In the working gap, also coaxially, a multilayer high-current solenoid 30 is mounted, mounted on a hollow guide 14 made of non-magnetic material. The guide can move along the axis of the cylindrical magnet, which is a continuation of the axis 34. The guide 14 and the launching launch plate 15 are one piece. A winding electromagnet of fixation 16 of the starting apparatus is pressed in the landing plate, and in order to fulfill the alignment condition of the separated apparatus and the launch system, the cone guide 23 is made in the landing plate and, accordingly, the counterpart in the base of the uniaxial gyroscope 18. In order to prevent sharp blows of the solenoid 30 about the housing cover 12, a damping spring 29 is installed between the upper housing cover 12 and the solenoid during start-up. A clearance-taking driven gear is pressed onto the lower part of the housing 12, which together with the drive gear and the stepper motor make up the drive mechanism in the azimuth direction 9. Through the body of the platform 8 passes the axis of the anti-aircraft mechanism 31 installed in the sliding bearing, a sector of the driven gear of the anti-aircraft mechanism 5 is pressed onto this axis, which It is driven into rotation by a pinion gear mounted on the shaft of a stepper motor 4. A uniaxial gyroscope consists of a housing 18, in which a high-current winding 26 and a low-current winding 17 are placed. A rolling bearing 22 is mounted in the center of the housing, on which the gyroscope rotor is pressed 21. The gyroscope rotor consists of a cylindrical body, on the outer surface of which permanent magnets are fixed. They, together with high-current and low-current windings, serve as engines for its promotion. A ballast ring 25 is installed inside the gyroscope, the mass of which determines its inertial properties. On the lower base of the gyroscope, rings of ferromagnetic material are pressed, which, in combination with the solenoidal winding, form an electromagnet 16 for fixing on the faceplate 15 of the starting device. Between the gyroscope and the landing faceplate 15, dampers 27 are mounted, which are mounted on the faceplate, and guides 28 are installed on it, which make it easier for the manipulator to install a detachable apparatus for the landing faceplate. Mechanical locking locks 20 are used for rigid docking NS with a uniaxial gyroscope. Between the base of the HC 24 and the uniaxial gyroscope, dampers 19 are mounted on the gyroscope body.

Электромеханическая часть микропроцессорной магнитоиндукционной системы запуска работает следующим образом. На посадочную планшайбу 15 устанавливаются одноосный гироскоп 18, который через фиксирующие электромагниты 16 связан с запускаемым аппаратом. Для точной фиксации относительно главной оси запускаемого аппарата служит конусная направляющая 23 на посадочной планшайбе 15 с соответствующей ответной частью в основании гироскопа 18. Фиксация отделяемого аппарата на посадочной планшайбе системы запуска осуществляется с помощью электромагнита фиксации 16, который состоит из соленоидальной обмотки, расположенной на планшайбе 15 и кольцевой вставки из ферромагнитного материала, запрессованной в основание одноосного гироскопа 18. Физически фиксация производится подачей постоянного напряжения на обмотку электромагнита 15 в течение интервала времени от момента установки НС на планшайбу до момента его отделения, этим процессом управляет микропроцессор. Далее с помощью шаговых электродвигателей и механизмов привода 4, 5, 9 по командам микропроцессора производится установка зенитного и азимутального углов относительно ориентации средства доставки, или относительно системы координат связанной с планетой, после этого осуществляется раскрутка гироскопа с помощью сильноточной обмотки 26, после достижения заданного момента импульса микропроцессор отключает обмотку 26. В течение интервала времени фиксации отделяемого аппарата на системе запуска, его ориентации в заданном направлении и раскрутки гироскопа, производится заряд конденсаторной батареи под управлением микропроцессора. Далее осуществляется разряд конденсаторов через обмотку сильноточного соленоида 30, в результате взаимодействия индуцированного импульсного магнитного поля в обмотке соленоида с постоянным магнитным полем, сформированным кольцевыми магнитами 13 и цилиндрическим магнитом 32, отделяемый аппарат получает механический импульс. В момент отделения отключается электромагнит фиксации 16 и НС с одноосным гироскопом отделяется от планшайбы 15. Для коррекции момента импульса вращательного движения микроконтроллер, установленный на НС, включает слаботочную обмотку одноосного гироскопа, компенсируя, таким образом, вращательное движение относительно главной оси отделенного аппарата.The electromechanical part of the microprocessor magneto-induction launch system operates as follows. A uniaxial gyroscope 18 is mounted on the landing plate 15, which is connected through the fixing electromagnets 16 to the starting device. For accurate fixation relative to the main axis of the starting device, there is a cone guide 23 on the landing plate 15 with the corresponding counterpart at the base of the gyroscope 18. The detachable device is fixed on the landing plate of the launch system using the fixing electromagnet 16, which consists of a solenoidal winding located on the plate 15 and an annular insert of ferromagnetic material, pressed into the base of a uniaxial gyroscope 18. Physically, fixing is performed by applying a constant pressure zheniya on the winding of the electromagnet 15 for a time interval from the time of installation on the NA faceplate until its separation, the process controlled by the microprocessor. Then, using stepper motors and drive mechanisms 4, 5, 9, the zenith and azimuthal angles are set by microprocessor commands relative to the orientation of the delivery vehicle, or relative to the coordinate system associated with the planet, after which the gyroscope is unwound using a high-current winding 26, after reaching a given moment the pulse, the microprocessor disables the winding 26. During the time interval for fixing the detachable apparatus on the launch system, its orientation in a given direction and opening Weft of a gyroscope, a capacitor bank is charged under the control of a microprocessor. Then, the capacitors are discharged through the winding of the high-current solenoid 30, as a result of the interaction of the induced pulsed magnetic field in the solenoid winding with a constant magnetic field formed by ring magnets 13 and a cylindrical magnet 32, the detachable apparatus receives a mechanical impulse. At the moment of separation, the fixation electromagnet 16 is disconnected and the NS with a uniaxial gyroscope is separated from the faceplate 15. To correct the angular momentum of the rotational motion, the microcontroller mounted on the NS includes a low-current winding of the uniaxial gyroscope, thus compensating for the rotational motion relative to the main axis of the separated apparatus.

Центральным узлом электронного блока является микроконтроллер (микропроцессор) 44 с внешним ПЗУ 41, в котором записаны программы управления. Микропроцессор 44 соединен с преобразователем напряжения 36, ждущим одновибратором 42, который связан с формирователем токовых импульсов 43, соединенным с управляющими затворами полевых транзисторов, образующих ключ 38, и с формирователями импульсов управления шаговыми двигателями 45, 46, а также с интерфейсом связи 49 с компьютером, установленным на средстве доставки. Формирователи сигналов управления шаговыми двигателями 45, 46 через драйверы 47, 48 соединены с шаговыми двигателями 50, 51. Преобразователь напряжения 36 соединен с конденсаторной батареей 37, которая через ключ 38, выполненный из параллельно включенных, мощных полевых транзисторов подключена к корректору фронтов импульсов запуска 39, который, в свою очередь, соединен с обмоткой сильноточного соленоида 40.The central node of the electronic unit is a microcontroller (microprocessor) 44 with external ROM 41, in which control programs are recorded. The microprocessor 44 is connected to a voltage converter 36, waiting for a single vibrator 42, which is connected to a current pulse shaper 43 connected to the control gates of the field effect transistors forming the key 38, and to the pulse shapers to control the stepper motors 45, 46, as well as to the communication interface 49 with the computer installed on the delivery vehicle. The drivers for the control signals of the stepper motors 45, 46 are connected through the drivers 47, 48 to the stepper motors 50, 51. The voltage converter 36 is connected to a capacitor bank 37, which is connected via a key 38 made of parallel connected, powerful field-effect transistors to the trigger edge corrector 39 , which, in turn, is connected to the winding of a high-current solenoid 40.

Электронный блок управления магнитоиндукционной системой запуска микро- и наноспутников работает следующим образом. После того как средство доставки заняло некоторое положение в пространстве, соответствующее возможности запуска наноспутников, с бортового компьютера поступает соответствующий сигнал и данные о пространственной ориентации через интерфейс 49 на микропроцессор 44. Микропроцессор, после того как робот манипулятор установит наноспутник и одноосный гироскоп на посадочную планшайбу системы запуска, выдает команды преобразователю напряжения 36 на начало зарядки конденсаторной батареи 37 от аккумулятора 35. Одновременно подключается обмотка электромагнита фиксации запускаемого аппарата. В это же время производится ориентация отделяемого аппарата с пристыкованным к нему гироскопом в заданных зенитном и азимутальном направлениях. Это осуществляется по соответствующим командам микропроцессора 44, который через формирователь сигналов управления в азимутальном направлении 45, драйвер шагового двигателя 47 заставляет ротор двигателя 50 повернуться на соответствующий угол, в результате чего с помощью механизма привода 9 запускаемый аппарат устанавливается под нужным азимутальным углом. Затем происходит разворот установочной планшайбы с закрепленными на ней одноосным гироскопом и отделяемым аппаратом в зенитном направлении. Это осуществляется по соответствующим командам микропроцессора через формирователь управляющих сигналов шагового двигателя в зенитном направлении 46, который через драйвер 48, разворачивает ось шагового двигателя 51 на необходимый угол. С помощью сектора ведомой шестерни 5 относительно оси механизма зенитной ориентации 33 система запуска устанавливается под заданным зенитным углом. Потом начинается раскрутка ротора гироскопа с помощью сильноточной обмотки в течение некоторого времени, задаваемого микропроцессором и определяемого необходимым моментом вращательного движения соответствующего стабильному положению главной оси НС на орбите после отделения. После того как заданное направление запуска выбрано и ротор одноосного гироскопа приобрел заданное число оборотов, микропроцессор 44 запускает ждущий одновибратор 42 и задает ему определенную длительность импульса, одновибратор в свою очередь включает формирователь токового импульса 43, который открывает параллельную сборку мощных полевых транзисторов ключа 38. Таким образом, осуществляется разряд конденсаторной батареи 37 через корректор импульсов 39, устраняющий высокочастотные помехи в разрядном импульсе, на соленоидальную катушку 40. Под действием импульса запуска сильноточная соленоидальная катушка в окружающем пространстве формирует магнитное поле, которое в результате взаимодействия с постоянным полем, сформированным неодимовыми кольцевым и цилиндрическим магнитами, сообщает отделяемому аппарату соответствующий механический импульс. Непосредственно перед отделением микропроцессор 44 выдает команду преобразователю напряжения 36, который отключает обмотку электромагнита фиксации запускаемого аппарата. Таким образом, данная система производит запуск отделяемого аппарата в заданном направлении с заданной скоростью, которая определяется величиной заряда снимаемого с конденсаторной батареи 37, длительностью импульса ждущего одновибратора 42.The electronic control unit of the magnetic induction system for launching micro- and nanosatellites works as follows. After the delivery vehicle has occupied a certain position in space, which corresponds to the possibility of launching nanosatellites, the corresponding signal and spatial orientation data are transmitted from the on-board computer via interface 49 to microprocessor 44. The microprocessor, after the robot manipulator installs the nanosatellite and a uniaxial gyroscope on the landing plate of the system start, issues commands to the voltage Converter 36 to start charging the capacitor bank 37 from the battery 35. At the same time, the winding is connected electromagnet fixation of the launched apparatus. At the same time, the detachable apparatus is oriented with the gyroscope docked to it in predetermined anti-aircraft and azimuthal directions. This is done according to the appropriate commands of the microprocessor 44, which, through the driver of the control signals in the azimuth direction 45, the driver of the stepper motor 47 causes the rotor of the motor 50 to rotate to the appropriate angle, as a result of which, using the drive mechanism 9, the starting device is set to the desired azimuth angle. Then there is a turn of the mounting plate with a uniaxial gyroscope mounted on it and a detachable device in the zenith direction. This is done according to the appropriate microprocessor commands through the shaper of the control signals of the stepper motor in the zenith direction 46, which, through the driver 48, expands the axis of the stepper motor 51 to the required angle. Using the sector of the driven gear 5 relative to the axis of the anti-aircraft mechanism 33, the launch system is installed at a predetermined zenith angle. Then, the spinning of the gyroscope rotor begins using a high-current winding for some time, set by the microprocessor and determined by the necessary moment of rotational motion corresponding to the stable position of the main axis of the NS in orbit after separation. After the selected start direction has been selected and the rotor of the uniaxial gyroscope has acquired the specified number of revolutions, the microprocessor 44 starts the waiting single-vibrator 42 and sets a specific pulse duration for it, the single-vibrator in turn turns on the current pulse shaper 43, which opens the parallel assembly of powerful field-effect transistors of key 38. Thus Thus, the discharge of the capacitor bank 37 through the pulse corrector 39, eliminating high-frequency noise in the discharge pulse, to the solenoidal coil 40. Under the influence of a start pulse, a high-current solenoidal coil in the surrounding space forms a magnetic field, which, as a result of interaction with a constant field formed by neodymium ring and cylindrical magnets, gives the detachable device a corresponding mechanical impulse. Directly before separation, the microprocessor 44 issues a command to the voltage converter 36, which disables the winding of the electromagnet fixing the starting device. Thus, this system starts the detachable apparatus in a given direction at a given speed, which is determined by the amount of charge removed from the capacitor bank 37, the duration of the pulse waiting for a single vibrator 42.

Для запуска второго и последующих запусков наноспутников производятся последовательные циклы: заряд конденсаторной батареи, установка НС с одноосным гироскопом на планшайбу запуска, фиксация отделяемого аппарата с помощью электромагнита, ориентирование отделяемого аппарата в заданном направлении, разряд конденсаторной батареи через соленоид - запуск.To start the second and subsequent launches of nanosatellites, sequential cycles are performed: charging a capacitor bank, installing an NS with a uniaxial gyroscope on the launch plate, fixing the detachable device using an electromagnet, orienting the detachable device in a given direction, discharging the capacitor battery through the solenoid - starting.

Энергия, запасаемая в конденсаторе и равная:

, расходуется на создание магнитного поля в индуктивности

, на нагрев контура

, (0÷t₁) - выбираемый интервал времени разряда. Кроме того, при движении соленоидальной катушки в магнитном поле в ней возбуждаются индукционные токи, ЭДС которых

, уменьшающие основной ток разряда, что приводит к снижению КПД этой электромеханической системы. КПД магнитоиндукционной системы запуска, определяемый как отношение механической энергии, необходимой для запуска аппарата с заданной скоростью, к энергии, запасенной в конденсаторе, составляет порядка 6÷9%. Таким образом, исходя из условий запуска, например НС массой в 1 кг со скоростью 1 м/с в конденсаторе необходимо запасти не менее 50 Дж энергии, что можно обеспечить с помощью электролитического конденсатора 0.01 Ф × 100 В.The energy stored in the capacitor and equal to:

is spent on creating a magnetic field in the inductance

to heat the circuit

, (0 ÷ t ₁ ) - selectable discharge time interval. In addition, when a solenoidal coil moves in a magnetic field, induction currents are excited in it, the emf of which

, reducing the main discharge current, which leads to a decrease in the efficiency of this electromechanical system. The efficiency of the magneto-induction starting system, defined as the ratio of the mechanical energy necessary to start the device at a given speed, to the energy stored in the capacitor, is about 6 ÷ 9%. Thus, based on the starting conditions, for example, NS with a mass of 1 kg at a speed of 1 m / s in the capacitor, it is necessary to store at least 50 J of energy, which can be achieved with an electrolytic capacitor of 0.01 F × 100 V.

Силу, действующую на соленоид со стороны внешнего магнитного поля, можно оценить с помощью формулы:The force acting on the solenoid from the side of an external magnetic field can be estimated using the formula:

F(t)=i(t)B₀l,F (t) = i (t) B ₀ l,

где i(t) - результирующий ток через соленоид, напомним, что ток разряда складывается из двух токов: i(t)=i_C(t)-i_i(t), где i_i(t) - индукционный в контуре, возникающий при движении соленоида, i_C(t) - ток разряда конденсаторной батареи, B₀ - суммарная индукция магнитного поля, создаваемого постоянными неодимовыми магнитами, l - длина провода соленоида находящегося в рабочем зазоре, l=nπD₂, n - число витков, находящихся в рабочем зазоре, D₂ - внешний диаметр катушки. Очевидно, что максимальная эффективность преобразования энергии магнитного поля в катушке в механическую энергию, при всех прочих равных условиях, определяется неравенством: n≤H/d, H - толщина магнитопроводов, образующих рабочий зазор, d - диаметр провода соленоида.where i (t) is the resulting current through the solenoid, recall that the discharge current is composed of two currents: i (t) = i _C (t) -i _i (t), where i _i (t) is the induction in the circuit when the solenoid is moving, i _C (t) is the discharge current of the capacitor bank, B ₀ is the total induction of the magnetic field created by permanent neodymium magnets, l is the length of the wire of the solenoid in the working gap, l = nπD ₂ , n is the number of turns in working clearance, D ₂ - the outer diameter of the coil. Obviously, the maximum efficiency of converting the magnetic field energy in the coil into mechanical energy, all other things being equal, is determined by the inequality: n≤H / d, H is the thickness of the magnetic circuits forming the working gap, d is the diameter of the solenoid wire.

Возможность осуществления заявляемого изобретения показана следующим примером на выполненном макете.The possibility of carrying out the claimed invention is shown by the following example on a completed layout.

Предлагаемое устройство было испытано на макете наноспутника массой 1 кг с габаритными размерами 100×100×100 мм.The proposed device was tested on a mock-up of a nanosatellite weighing 1 kg with overall dimensions of 100 × 100 × 100 mm.

В макетном варианте МИСЗ были использованы неодимовые магниты диаметром ⌀=9 мм и высотой h_m=10 мм. Направляющая втулка 14, точнее ее часть, движущаяся в рабочем зазоре, в этом случае была выполнена из диэлектрика - стеклотекстолита, на ней был закреплен соленоид. Параметры соленоида - число витков, диаметр провода и т.д. - выбираются также исходя из энергетических соотношений и электрической прочности системы. Из этих соображений был рассчитан многослойный соленоид со следующими характеристиками: число витков N=84, число слоев - 10, индуктивность L - 48.43×10^-6 Гн, внешний диаметр R₂=27 мм, внутренний диаметр R₁=11 мм, высота h=14 мм, активное сопротивление R=0.08 Ом, собственная частота ω₀=1437 Гц, частота ω=1183 Гц, коэффициент затухания β=816, критическое сопротивление 0.14 Ом, диаметр провода ⌀=1 мм.Neodymium magnets with a diameter of ⌀ = 9 mm and a height of h _m = 10 mm were used in the mock-up version of the MIZZ. The guide sleeve 14, or rather its part moving in the working gap, in this case was made of a dielectric - fiberglass, a solenoid was fixed on it. Solenoid parameters - number of turns, wire diameter, etc. - are also selected based on energy ratios and electrical strength of the system. For these reasons, a multilayer solenoid was calculated with the following characteristics: number of turns N = 84, number of layers 10, inductance L 48.43 × 10 ^-6 H, outer diameter R ₂ = 27 mm, inner diameter R ₁ = 11 mm, height h = 14 mm, active resistance R = 0.08 Ohm, natural frequency ω ₀ = 1437 Hz, frequency ω = 1183 Hz, attenuation coefficient β = 816, critical resistance 0.14 Ohm, wire diameter ⌀ = 1 mm.

Полученная зависимость механической силы и ее интегральное значение для рассматриваемого случая оказалось равной:

Дж. Этого вполне достаточно, чтобы запускать наноспутники массами от 1 кг до 3 кг со скоростями 1 м/с, …, 3 м/с. На тепловое излучение в данной системе расходуется в общей сложности за время разряда Δt=0÷0.0015 с порядка 4.36 Дж энергии, в то время как в механическую энергию за этот интервал времени преобразуется всего лишь 0.02 Дж.The obtained dependence of the mechanical force and its integral value for the case under consideration turned out to be equal to:

J. This is quite enough to launch nanosatellites with masses from 1 kg to 3 kg at speeds of 1 m / s, ..., 3 m / s. A total of Δt = 0 ÷ 0.0015 s of the order of 4.36 J of energy is spent on thermal radiation in this system in total, while only 0.02 J is converted into mechanical energy in this time interval.

Claims

1. The method of launching micro- and nanosatellites, including their placement on the platform, in which, after separation of the main load at a safe distance, the associated nanosatellites are separated using a pulsed magnetic field, characterized in that before launching each satellite, a uniaxial gyroscope is installed on its base, after which the launch platform with the device installed is oriented in the given anti-aircraft and azimuthal directions using the appropriate drive systems controlled by the microprocessor, after which the production the uniaxial gyroscope is unwound to a preset value of the angular momentum and then, using a pulsed magnetic field, the impulse of which is applied to the detachable device, it is separated from the platform of the magneto-induction launch system.

2. A device based on a microprocessor magneto-induction system for launching, comprising a magneto-induction ejector and a control unit with a microprocessor, characterized in that it contains a high-current solenoid placed in the working gap of the permanent neodymium magnet system and consisting of a set of ring magnets and a coaxially mounted neodymium cylindrical magnet, enclosed in a housing made of soft magnetic material to shield electromagnetic interference, while the solenoid is connected through electrons key to the waiting monostable multivibrator, connected to a microprocessor mounted on the launcher device, which is also connected to a generator current pulse the electronic switch consisting of several high-power field-effect transistors, connected in parallel to each other and form a discharge pulse correction unit of the capacitor bank.

3. The device according to p. 2, characterized in that it contains the fixation electromagnets of the starting device, which are connected to a microprocessor located in the launch system.

4. The device according to p. 2, characterized in that the microprocessor of the control unit is connected via an interface to the computer of the delivery vehicle and has its own permanent storage device in which the software for the startup procedures is stored, the microprocessor is also connected to a voltage converter that generates voltages for charging the capacitor batteries and voltage for supplying a high-current winding of a uniaxial gyroscope, a waiting single-vibrator, and control signal conditioners for stepper orientation motors.