космический аппарат со стабилизацией вращением

Формула изобретения

Космический аппарат со стабилизацией вращением, содержащий корпус, развертываемые солнечные батареи, размещенные симметрично относительно оси максимального момента инерции аппарата и снабженные токосборными силовыми контурами, объединенными с группами последовательно соединенных фотоэлектрических преобразователей батарей, а также подключенные к токосборным контурам токонесущие провода, расположенные на тыльной поверхности солнечных батарей, отличающийся тем, что токонесущие провода экранированы от внешнего магнитного поля, а токосборные силовые контуры и фотоэлектрические преобразователи объединены с обеспечением согласного направления их токов относительно корпуса космического аппарата.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах связи, стабилизируемых вращением.

Известны космические аппараты со стабилизацией вращением, содержащие корпус аппарата с закрепленными на нем солнечными батареями, параболическими и рупорными антеннами. В некоторых модификациях такой космический аппарат со стабилизицией вращением может иметь корпус с ретранслятором, солнечные батареи, наклеенные на корпус аппарата, антенную платформу, вращающуюся в противоположном направлении относительно корпуса аппарата. Во многих случаях возможно также использование на космических аппаратах со стабилизацией вращением упругих элементов конструкции (Попов В.И. Системы ориентации и стабилизации космических аппаратов. М. Машиностроение, 1986, с. 17-23; 34-41).

Общим недостатком указанных космических аппаратов является необходимость регулирования скорости вращения и коррекции направления продольной оси аппарата вследствие того, что при длительном времени работы величина и направление вектора кинетического момента, а следовательно, скорость вращения и ориентации собственного вращения аппаратов значительно изменяются под действием различных возмущающих факторов (возмущение от светового давления солнечных лучей, гравитационных полей, движущихся масс внутри аппарата, неточностей в изготовлении системы ориентации и стабилизации).

Поддержание постоянной по величине угловой скорости имеет существенное значение, так как вследствие затухания собственного вращения космический аппарат становится менее устойчивым по отношению к одним и тем же внешним возмущающим моментам, что в конечном счете может привести к возникновению беспорядочных колебаний.

Известные методы регулирования угловой скорости аппаратов сводятся к применению активных систем с газореактивными соплами, размещаемыми на внешней цилиндрической поверхности корпуса, что ведет к необратимым затратам активного вещества.

Наиболее близким аналогом изобретения из числа известных является космический аппарат со стабилизацией вращением, содержащий корпус, развертываемые солнечные батареи, размещенные симметрично относительно оси максимального момента инерции аппарата и снабженные токосборными силовыми контурами, объединенными с группами последовательно соединенных фотоэлектрических преобразователей батарей, а также подключенные к токосборным контурам токонесущие провода, расположенные на тыльной поверхности батарей (Грилихес В.А. и др. Солнечная энергия и космические полеты. М. Наука, 1984. с.134).

Данный технический прием минимизирует магнитные поля батарей, однако не позволяет активно восстанавливать затухающее вращение аппарата.

Техническим результатом изобретения является снижение затрат на поддержание заданной ориентации оси вращения космического аппарата путем организации активного и целенаправленного взаимодействия системы токов солнечных батарей с геомагнитным полем.

Это достигается тем, что в космическом аппарате токонесущие провода экранированы от внешнего магнитного поля, а токосборные силовые контуры и фотоэлектрические преобразователи объединены с обеспечением согласного направления их токов относительно корпуса космического аппарата.

На чертеже показан космический аппарат.

Космический аппарат содержит корпус 1, развертываемые солнечные батареи 2, размещенные симметрично относительно оси максимального момента инерции, причем токонесущие провода 3 на тыльной стороне солнечных батарей 2 экранированы от внешнего геомагнитного поля, а токи в группах последовательно соединенных фотоэлектрических преобразователей 4 и в токосборных силовых контурах 5, объединенных с группами фотопреобразователей 4, имеют согласное направление относительно космического аппарата.

При движении космического аппарата со стабилизацией вращением на орбите искусственного спутника Земли, с учетом того, что аппараты указанного вида используются на круговой орбите с наклонением 0.3^o и их ось вращения из соображения устойчивости движения ориентируется перпендикулярно плоскости орбиты, его солнечные батареи, токонесущие провода на тыльной стороне которых экранированы, а токи в группах последовательно соединенных фотоэлектрических преобразователей и в токосборных силовых контурах, объединяющих группы фотоэлектрических преобразователей, имеют согласное направление относительно корпуса аппарата, можно рассматривать как "незамкнутые" проводники с током, находящиеся в магнитном поле Земли.

Согласно закону Ампера магнитное поле Земли будет воздействовать на батареи с силой :



где I_i ток, протекающий в i-й батарее;

l_i длина i-й солнечной батареи;

индукция магнитного поля Земли.

Взаимодействие токов с направлением, согласным относительно корпуса аппарата в солнечных батареях, развертываемых симметрично относительно оси максимального момента инерции аппарата, с магнитным полем Земли, практически перпендикулярным плоскости орбиты, создает момент силы Ампера, направленной так, что аппарат будет вращаться, при этом направление сил определяется по правилу левой руки.

Выбором равновеликих по величине длин l и токов I в солнечных батареях обеспечивается равенство сил, действующих на батареи, а момент М силы Ампера, приложенной к аппарату по оси инерции (с моментом инерции J), будет создавать угловое ускорение аппарата, вызванное взаимодействием магнитного поля Земли и токов развертываемых солнечных батарей (при их числе n)



Выбором направления первичной (после отделения от ракеты-носителя) раскрутки аппарата, одинакового с расчетным направлением вращения аппарата, создаваемого взаимодействием магнитного поля Земли и токов в солнечных батареях, будет в значительной степени компенсироваться затухание собственного вращения аппарата, что позволит сократить затраты на поддержание постоянной по величине угловой скорости вращения аппарата.