двигатель системы ориентации и стабилизации космических летательных аппаратов
| Классы МПК: | B64G1/34 с использованием градиента силы тяжести |
| Автор(ы): | Демидов Александр Иванович (RU) |
| Патентообладатель(и): | Центральный научно-исследовательский и опытно-конструкторский институт робототехники и кибернетики (ЦНИИ РТК) (RU) |
| Приоритеты: |
подача заявки:
2005-01-11 публикация патента:
20.08.2006 |
Изобретение относится к космическим летательным аппаратам и их управляющим устройствам, в частности, для ориентации и стабилизации аппаратов в пространстве с использованием градиента силы тяжести. Предлагаемый двигатель содержит корпус, внутри которого размещено рабочее тело в виде вещества, сублимирующего при нагревании, и электронагреватели. При этом в состав двигателя введены холодильники, его корпус выполнен герметичным, а электронагреватели и холодильники расположены у торцов корпуса. В предпочтительном варианте рабочее тело расположено в противоположных торцах корпуса. При работе двигателя электронагреватели и холодильники включаются и отключаются в различной последовательности и комбинациях, в соответствии с чем происходит заданное перераспределение массы рабочего тела внутри корпуса и создаются требуемые управляющие моменты градиентных сил тяжести. Техническим результатом изобретения является повышение ресурса работы двигателя ввиду отсутствия расхода массы на управление, а также повышение эффективности работы солнечных батарей ввиду отсутствия их загрязнения продуктами выброса двигателей. 1 з.п. ф-лы, 2 ил., 1 табл. 
Формула изобретения
1. Двигатель системы ориентации и стабилизации космического летательного аппарата, содержащий корпус, внутри которого размещено рабочее тело в виде вещества, сублимирующего при нагревании, и электронагреватели, отличающийся тем, что в него введены холодильники, корпус выполнен герметичным, а электронагреватели и холодильники расположены у торцов корпуса.
2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что рабочее тело расположено в противоположных торцах корпуса.
Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к космическим кораблям и их оборудованию, а именно к управляющим устройствам летательного аппарата, например, для управления его положением в пространстве с использованием изменения силы тяжести.
Известен двигатель системы ориентации и стабилизации космического летательного аппарата (КЛА), содержащий массивный корпус, внутри которого размещена система регулирования длины упругого элемента, упругий элемент, один конец которого соединен с системой регулирования, другой, выходящий за пределы корпуса, соединен с телом малой массы [Fogarty Charles P. Orbital engine. Пат США, Кл.244-1SS, (В 644 G 1/00) №3868072; Заявл. 28.09.71; Опубл. 25.02.75]. Управление ориентацией и стабилизацией космического летательного аппарата достигается регулировкой длины упругого элемента, находящегося вне корпуса, с помощью системы регулирования. Тело малой массы, находящееся на конце упругого элемента, создает момент силы, необходимой для ориентации и стабилизации космического летательного аппарата. Недостатком известного двигателя является сложность системы регулирования.
Из известных двигателей системы ориентации и стабилизации космического летательного аппарата наиболее близок к заявляемому двигатель, содержащий корпус, внутри которого размещены рабочее тело, электронагреватель и сопло [Hardt A.P., Foley W.M., Brandon R.L. The chemistry of subliming solids for micro thrust engines // Astronaut, acta. 1965. Vol.11, №5. С.340-347]. При включении электронагревателя происходит нагрев рабочего тела, оно переходит в газообразное состояние, вылетает из сопла, создавая тягу космического летательного аппарата.
Недостатком известного двигателя является ограниченный ресурс работы, поскольку в процессе эксплуатации происходит уменьшение массы рабочего тела. Кроме того, пары рабочего тела, вылетевшие из сопла, конденсируются на поверхности солнечных батарей, образуя пленку, которая уменьшает освещенность и тем самым снижает эффективность работы солнечных батарей и энергосистемы в целом.
Задачей заявляемого изобретения является повышение ресурса работы двигателя, сохранение постоянства массы космического летательного аппарата и повышение эффективности работы солнечных батарей и энергосистемы в целом.
Это достигается тем, что в двигателе корпус выполнен герметичным, внутри корпуса размещено рабочее тело в виде вещества, сублимирующего при нагревании, а электронагреватели и холодильники расположены у торцов корпуса. При этом рабочее тело может быть расположено в одном из торцов или в противоположных торцах корпуса.
В качестве рабочего тела могут быть использованы вещества, которые сублимируются при нагревании, например нафталин, камфара, хлорид аммония, хлорид алюминия и др.
При включении электронагревателя происходит нагрев рабочего тела, оно переходит в газообразное состояние и распределяется внутри герметичного корпуса двигателя, создавая момент сил, необходимый для ориентации и стабилизации космического летательного аппарата при постоянстве массы космического летательного аппарата. Из-за градиента температур по длине корпуса рабочее тело конденсируется на внутренней поверхности корпуса. Установка электронагревателя у противоположного торца внутри корпуса позволяет регулировать распределение рабочего тела по длине корпуса и тем самым дополнительно управлять величиной момента сил, необходимого для ориентации и стабилизации космического летательного аппарата при постоянстве массы космического летательного аппарата. На торцах корпуса дополнительно установлены холодильники, это позволяет изменять условия конденсации рабочих тел на внутренней поверхности корпуса, тем самым изменять момент сил.
Сущность изобретения поясняется чертежом (Фиг.1). Двигатель содержит герметичный корпус 1, внутри которого размещены рабочее тело 2 и электронагреватели 3 и 4, а на торцах корпуса расположены холодильники 5. Двигатель работает следующим образом. При включении электронагревателя 3 происходит нагрев рабочего тела 2, оно переходит в газообразное состояние и распределяется внутри герметичного корпуса 1. Включение холодильника 4 на противоположном торце корпуса создает больший градиент температур по длине корпуса, при этом рабочее тело будет конденсироваться преимущественно на холодной части корпуса, создавая больший момент сил. Если необходимо изменить направление момента сил, то нужно включить противоположную пару электронагреватель 4 - холодильник 5. При данной конструкции двигателя система электронагреватель-холодильник включается и выключается попарно.
Дополнительно располагая рабочее тело в корпусе в противоположном торце, можно изменять направление его испарения и тем самым изменять направление момента сил и движения космического летательного аппарата. Сущность изобретения поясняется чертежом (Фиг.2). Двигатель содержит герметичный корпус 1, внутри которого размещено рабочее тело 2 в торцах корпуса и электронагреватели 3 и 4. Двигатель работает следующим образом. При включении электронагревателя 3 происходит нагрев рабочего тела 2, оно переходит в газообразное состояние и распределяется внутри герметичного корпуса 1, создавая изменение силы тяжести. При включении электронагревателя 4 происходит нагрев рабочего тела у другого торца, оно переходит в газообразное состояние и распределяется внутри герметичного корпуса 1, создавая момент сил в другом направлении. Таким образом, в зависимости от последовательности нагрева рабочего тела 2 в разных торцах корпуса и происходит изменение момента сил как по величине, так и по направлению.
Пример расчета двигателя.
Проведем расчет двигателя, цилиндрический корпус которого имеет длину h=10 см, диаметр d=1 см; толщиной стенок корпуса пренебрегаем. Когда площадь торцевой поверхности - площадь поверхности испарения S:
S= d2/4=3,14·1/4=0,785·см2 .
Объем: V= d2h/4=3,14·1·10/4=7,85 см3
Возьмем в качестве рабочего тела нафталин. Нафталин - кристаллическое вещество с температурой плавления 80°С, отличающееся большой летучестью. Молярная масса М=128,164 г/моль. Плотность 1,0253 г/см3. Если масса нафталина, размещенного в корпусе 1 г, тогда его объем 0,975 см3. Ввиду того, что объем нафталина примерно в 100 раз меньше объема корпуса, изменением объема нафталина при испарении мы пренебрегаем.
Давление паров нафталина при температурах 20-70°С приведено ниже:
| Температура, °С | Давление, р, дин/см2 | |
| 20 | 73,3 | 1,66·10-3 |
| 30 | 218,6 | 4,88·10-3 |
| 40 | 570,6 | 1,25·10-2 |
| 50 | 1333,2 | 2,88·10 -2 |
| 60 | 2813,1 | 5,99·10-2 |
| 70 | 5492,9 | 1,15·10-1 |
Рассчитаем массу пара нафталина, которая испарится с поверхности S за время =1 с при температурах 20-70°С. Расчет будем проводить по формуле
m=4,376·10-5 pS
(M/T)1/2,
где m - масса пара, г; р - давление, дин/см2; S - площадь поверхности испарения, см 2; - время, с; М - молярная масса, г/моль; Т - температура, К [Тейлор X.С. Физическая химия. Т.2 - Л.: ОНТИ - ХИМТЕОРЕТ, 1936. С.833-1727].
Результаты расчета приведены выше. Результаты расчета свидетельствуют, что при повышении температуры от 20 до 70°С масса пара испарившегося нафталина с поверхности S за =1 с изменяется от 1,66·10-3 до 0,115 г.
В условиях гравитации это изменение массы пара соответствует изменению момента сил F=mg, где g - ускорение силы тяжести, м/с2.
F (20°С)=1,63·10-5 H;
F(700C)=1,13·10-3 H.
Выполнение двигателя системы ориентации и стабилизации космического летательного аппарата в герметичном корпусе позволяет значительно повысить ресурс работы двигателя и обеспечить постоянство массы космического летательного аппарата, поскольку при работе двигателя происходит только перераспределение массы рабочего тела или рабочих тел внутри корпуса и не происходит унос. Пары рабочего тела находятся внутри корпуса двигателя и поэтому не влияют на освещенность солнечных батарей и не снижают эффективность работы солнечных батарей и энергосистемы в целом.
Класс B64G1/34 с использованием градиента силы тяжести
