Устройство для одноосной гравитационной ориентации низкоорбитального космического аппарата

Устройство для одноосной гравитационной ориентации низкоорбитального космического аппарата

Реферат

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разработке космических аппаратов, выводимых на эллиптические орбиты высотой от 300 до 500 км. Согласно изобретению устройство содержит выдвигаемый гравитационный стержень с грузом на конце. Габаритно-массовые и центровочные характеристики обеспечивают совмещение центра масс аппарата (при рабочем положении его гравитационной системы ориентации) с общим геометрическим центром аппарата и указанной системы. При этом средний диаметр гравитационного стержня определяется из специального соотношения между указанными характеристиками. Ограничения на массу груза и длину стержня определяются в зависимости от высоты орбиты и заданной точности ориентации аппарата. Изобретение направлено на расширение функционально-эксплуатационных возможностей космического аппарата путем исключения влияния на его ориентацию систематической составляющей аэродинамического момента. 2 з.п. ф-лы, 1 табл. , 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники, в частности к устройствам угловой ориентации космических объектов и может быть использовано при разработке космического аппарата, санкционирующего на низкой орбите в диапазоне от 500 км до 300 км, угловую стабилизацию которого осуществляют с помощью одноосной гравитационной системы ориентации (ГСО).

Известно устройство для одноосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника Земли, в котором "малый" коммерческий спутник систем спутниковой персональной связи ("СПС-спутник") массой 250 - 300 кг, объемом 1,5 м³ выводится на приполярную орбиту с наклонением 70^o и высотой 500 - 700 км, угловую стабилизацию которого на орбите осуществляют с помощью гравитационного стержня с грузом на конце (см., например, И.И.Величко "Мечи на орала", "Авиация и космонавтика" ISSN 0373-9821 N5, 1993 г., стр.43, вариант "СПС-спутник").

Известно, что космические аппараты при движении на орбите спутника Земли подвергаются совместному воздействию гравитационного и аэродинамического момента. Аэродинамический момент на орбитах, как у известного аппарата высотой 500 - 700 км, оказывает существенное влияние на стационарные вращения аппарата, ухудшая точность гравитационной ориентации аппарата относительно местной вертикали, что, естественно, снижает его функционально-эксплуатационные возможности.

Наиболее близким аналогом заявленного устройства является устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника Земли, включающее выдвигаемый гравитационный стержень с грузом на конце, габаритно-массовые и центровочные характеристики которого выбраны из условия совмещения центра масс аппарата с ГСО, находящейся в рабочем положении, с их общим геометрическим центром (см. RU заявка N 96114082/28 от 10.07.96 г., МПК 6 B 64 G 1/34, Борзов В.С., Вавилов Б.А., Фетисов В.А. Государственный ракетный центр "КБ имени академика В.П. Макеева" г. Миасс Челябинской обл.

Способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника Земли. Патент N 2128608, Бюл. N 10 от 10.04.99 г.).

Известное устройство имеет функциональную связь между положением в корпусе аппарата центра масс неукомплектованного ГСО аппарата и габаритно-массовыми и центровочными характеристиками элементов системы ГСО с аппаратом, которые в рабочем положении ГСО обеспечивают совмещение общего центра масс с общим геометрическим центром аппарата, что приводит к предотвращению появления возмущающего аэродинамического момента при движении аппарата на орбите.

Однако для микроспутников, чей рабочий объем составляет порядка 0,1 м³, известное техническое решение из-за малого объема физически нереализуемо, т. е. в неукомплектованном ГСО корпусе аппарата невозможно найти положение его центра масс, при котором обеспечивалось бы совмещение общих с ГСО в рабочем положении центра масс и геометрического центра аппарата, что, естественно, снижает функционально-эксплуатационные возможности известного устройства.

Техническим результатом при использовании предложенного устройства является расширение функционально-эксплуатационных возможностей устройства для одноосной гравитационной ориентации низкоорбитального космического аппарата путем предотвращения появления систематической составляющей аэродинамического момента при движении малогабаритного космического аппарата на низких орбитах и обеспечения необходимой его ориентации относительно местной вертикали в условиях воздействия на аппарат случайных внешних возмущений.

1. Сущность изобретения состоит в том, что в известном устройстве для одноосной гравитационной ориентации низкоорбитального космического аппарата, включающем выдвигаемый гравитационной стержень с грузом на конце, габаритно-массовые и центровочные характеристики которого выбраны из условия совмещения центра масс аппарата с гравитационной системой ориентации (ГСО), находящейся в рабочем положении, с их общим геометрическим центром, отличающееся тем, что в нем гравитационный стержень имеет средний диаметр (d_с), определяемый по следующему соотношению: где m_а (m_с, m_г) - масса аппарата (гравитационного стержня, концевого груза) соответственно, кг; S_o (S_г) - площадь продольной плоскости корпуса аппарата (концевого груза) соответственно, м²; X_sa (X_ma) - координата местоположения относительно торцевой базовой плоскости геометрического центра корпуса (центра масс) аппарата соответственно, м; l_а (l_с,l_г) - длина корпуса аппарата (гравитационного стержня; концевого груза) соответственно, м; K_sг(с) (K_mг(с)) - положение относительно своего торца геометрического центра (центра масс) концевого груза (гравитационного стерня) соответственно.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что в нем при заданной длине гравитационного стержня концевой груз ГСО имеет массу (m_г), определяемую по следующему соотношению: где h - высота орбиты аппарата, км; l_с - длина гравитационного стержня, м; - требуемая точность гравитационной ориентации аппарата относительно местной вертикали на орбите спутника Земли, град.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что в нем при заданной массе концевого груза ГСО гравитационный стержень имеет длину (l_с), определяемую по следующему соотношению: где h - высота орбиты аппарата, км; m_г - масса концевого груза ГСО, кг.; - требуемая точность гравитационной ориентации аппарата относительно местной вертикали на орбите спутника Земли, град.

Приведенные в п.1 формулы изобретения конечные соотношения для среднего диаметра гравитационного стержня (d_с) получены, как и в устройстве-аналоге, из условия совмещения центра масс аппарата с ГСО в рабочем положении (X_m) с их общим геометрическим центром (X_s): X_s= X_m. (I) При этом была использована следующая система аналитических соотношений: Приведенные в п. 2, 3 формулы изобретения конечные соотношения для m_г и l_с получены из условия равенства при движении аппарата на орбите гравитационного момента (M_гр) и внешнего возмущающего момента (M_b) от суммарного воздействия на аппарат различных возмущающих факторов случайного характера: M_гр= M_b. (3) При этом была использована следующая система аналитических соотношений: По сравнению с ближайшим устройством-аналогом предлагаемое устройство для одноосной гравитационной ориентации расширяет функционально-эксплуатационные возможности ГСО, путем обеспечения заданной точности ориентации низкоорбитального малогабаритного космического аппарата, собственные габаритно-массовые и центровочные характеристики которого не позволяют, в силу их малости, физически использовать известное устройство-аналог.

Для пояснения технической сущности предлагаемого изобретения на фиг. 1 приведена схема одного из разрабатываемых в ГРЦ "КБ им. академика В.П.Макеева" малогабаритных коммерческих спутников с корпусом 1 и ГСО в виде гравитационного стержня 2 с концевым грузом 3 и торцевой базовой плоскостью 4, при этом приведено (в совмещенном состоянии) местоположение центра масс (X_m) и геометрического центра (X_s) аппарата, которые в рабочем положении ГСО расположены (в силу относительно малой длины корпуса аппарата) на гравитационном стержне 2.

На фиг. 2 показана взаимозависимость параметров ГСО (d_с, m_г, l_с), полученная из аналитических выражении, приведенных в п. 1, 2, 3 формулы изобретения, обеспечивающих необходимую точность ориентации аппарата на заданной орбите.

Основные параметры аппарата и ГСО, необходимые для построения данной взаимозависимости, приведены в таблице.

Таким образом, предлагаемое устройство для одноосной гравитационной ориентации низкоорбитального космического аппарата по сравнению с известными техническими решениями расширяет функционально-эксплуатационные возможности ГСО путем обеспечения заданной точности ориентации низкоорбитального малогабаритного космического аппарата, собственные габаритно-массовые и центровочные характеристики которого не позволяют в силу их малости физически использовать известное устройство-аналог.

Предложенное изобретение, как и устройство-аналог, ликвидируя влияние сопротивления атмосферы на движение аппарата относительно центра масс на орбитах с высотой от 500 км до 300 км оптимизацией параметров ГСО одновременно обеспечивает заданную точность ориентации аппарата относительно местной вертикали в условиях воздействия на аппарат случайных возмущающих факторов.

Формула изобретения

1. Устройство для одноосной гравитационной ориентации низкоорбитального космического аппарата, включающее в себя выдвигаемый гравитационный стержень с грузом на конце, причем габаритно-массовые и центровочные характеристики устройства выбраны из условия совмещения центра масс аппарата при рабочем положении его гравитационной системы ориентации с общим геометрическим центром аппарата и указанной системы, отличающееся тем, что указанный гравитационный стержень выполнен со средним диаметром (d_c), определяемым из соотношения где m_a, m_c, m_г - массы аппарата, гравитационного стержня и концевого груза соответственно, кг; S_a, S_г - площади продольной плоскости корпуса аппарата и концевого груза соответственно, м²; X_sa, X_ma - координаты местоположения относительно торцевой базовой плоскости геометрического центра корпуса и центра масс аппарата соответственно, м; l_a, l_c, l_г - длины корпуса аппарата, гравитационного стержня и концевого груза соответственно, м; K_sг K_sс - отсчитываемые от своих торцов относительные положения геометрического центра концевого груза и гравитационного стержня соответственно; K_mг, K_mc - то же для центра масс указанных груза и стержня соответственно.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что в нем при заданной длине (l_c) гравитационного стержня указанный концевой груз имеет массу (m_г), определяемую из соотношения где h - высота орбиты аппарата, км; - требуемая точность гравитационной ориентации аппарата относительно местной вертикали на орбите спутника Земли, град.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что в нем при заданной массе концевого груза (m_г) гравитационный стержень имеет длину (l_c), определяемую из соотношения где h - высота орбиты аппарата, км; - требуемая точность гравитационной ориентации аппарата относительно местной вертикали на орбите спутника Земли, град.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3