Помощь по Теле2, тарифы, вопросы

Солнечный парус представляет собой конструкцию, призванную заменить типовые ракетные двигатели на нашем пути к далеким звездам.

Человечество давно использует свойство паруса передвигать предметы по воде или суше при помощи энергии ветра. Как ни странно это может звучать, но в эпоху освоения космоса мы снова вернулись к этому проверенному средству. В этот раз вместо ткани используется тончайшая зеркальная поверхность, а роль ветра играет движущая сила солнечного света.

Преимущество применения такой конструкции – это возможность совершать полет без ограничений временными рамками. Любое топливо, используемо для космических аппаратов, когда-либо заканчивается, а кванты солнечного света, посылающие импульс на поверхность тел, не иссякнуть еще несколько миллиардов лет.

Как это работает?

Идея создания космического аппарата, использующего солнечный парус, разрабатывалась советским ученым, стоявшим у истоков ракетостроения, Фридрихом Цандером. В 1924 году он написал статью «Перелеты на другие планеты», в которой представил схему конструкции паруса и принципы его работы. Цандер построил свою теорию на опытах П. Н. Лебедева, подтвердивших существование давления света. Теоретическую основу этого явления обосновал Дж. Максвелл в 1873 году, но в те времена многие ученые отнеслись к ней со скептицизмом. Частицей, создающий такой импульс, является фотон. Он наделен свойствами электромагнитной волны и частицы, не имеет заряда и является квантом света. Поток фотонов оказывает определенное давление на освещаемую поверхность. Для использования на космических кораблях необходим парус размером порядка нескольких квадратных километров.

Давление, создаваемое потоком солнечного света (фотонами), заставит аппарат двигаться в сторону от Солнца, при этом не будет расходоваться ракетное топливо. По аналогии с морскими парусами происходит маневрирование в космосе. Изменяя угол расположения конструкции, можно корректировать направление полета. Недостатком использования паруса является отсутствие возможности движения к Солнцу. При большом удалении от нашей звезды фотонный поток слабеет пропорционально квадрату расстояния, а на границе системы его сила упадет до 0. Поэтому чтобы обеспечить стабильный поток света и начальный разгон паруса, необходимы мощные лазерные установки. На сегодня разработаны конструкции двух типов: разгоняемые электромагнитными волнами и фотонными импульсами.

Из чего изготавливают парус?

Для межпланетных полетов важным аспектом является вес корабля и количество ракетного топлива. Применение солнечного паруса в качестве замены двигателя позволит значительно снизить эту нагрузку. Материал для его изготовления должен быть легким и прочным, иметь высокую отражающую способность. Добавление металлических ребер повышает безопасность использования, ведь полотно подвергается ударам метеоритов.

Плотность поверхности материала из композитного волокна не превышает 1 г/м3, а его толщина – несколько микрон. Из существующих вариантов самыми перспективными считаются каптон и милар – тончайшие полимерные пленки с алюминиевым покрытием. Разработка новых нанотехнологий открывает удивительные перспективы в производстве солнечных парусов, их можно создавать перфорированными и практически невесомыми, а это означает повышение эффективности использования.

Первые испытания

В рамках российского проекта «Знамя-2», созданного для экспериментов с отражателями, в 1993 году был впервые развернут солнечный парус. Размер конструкции из тонкой пленки с отражающим покрытием составил 20 метров. Японскими учеными была создана модель солнечного паруса, состоящая из четырех лепестков, в качестве материала использовалась сверхтонкая полиамидная пленка в 7,5 мкм. Конструкция была установлена на спутник IKAROS, который ракета-носитель вывела на орбиту 21 мая 2010 года. Испытания солнечного паруса начались с его раскрытия, полотно в 200 кв. м было успешно расправлено. Второй этап миссии, состоящий в регулировании скорости и направления, также был осуществлен.

При поддержке Планетарного общества США НПО им. Лавочкина разработало и создало конструкцию солнечного паруса, состоящую из 8 лепестков. Его поверхность покрывал слой алюминия, а прочность обеспечивало армирование. Запуск аппарата осуществлялся ракетой «Волна», которая из-за технического сбоя рухнула в море. Дальнейшие работы над проектом пока остановлены.

Перспективы использования солнечного паруса

В 2014 году NASA запустило в космос свой солнечный парус из каптона – термостойкого пластика, выдерживающего колебание температуры от +400 до -273 градусов Цельсия. Этот материал был разработан химической компанией DuPont. Рекордный по размеру проект, крупнейший из всех созданных на данный момент, имеет площадь 1200 м2. Его назвали Sunjammer. Он должен выяснить практическую эффективность использования солнечного паруса при межпланетных полетах. Предполагается удаление от Земли на 3 млн. км за счет действия потока фотонов. Аппарат, толкаемый солнечным ветром, направляется к первой точке Лагранжа.

В ближайших планах ученых – оснащение солнечными парусами аппаратов, наблюдающих за активностью нашей звезды. Они смогут вовремя предупреждать землян о возникающих вспышках и катаклизмах на Солнце. Созданный в России консорциум «Космическая регата», планировавший участие в конкурсе конгресса США по выведению на орбиту кораблей с солнечными парусами, успешно работает в области использования солнечных отражателей для освещения районов добычи газа.

Космические аппараты во всем своем многообразии - одновременно гордость и забота человечества. Их созданию предшествовала многовековая история развития науки и техники. Космическая эра, позволившая людям со стороны взглянуть на мир, в котором они живут, вознесла нас на новую ступень развития. Ракета в космосе сегодня - это не мечта, а предмет забот высококлассных специалистов, перед которыми стоят задачи по усовершенствованию существующих технологий. О том, какие виды космических аппаратов выделяют и чем они друг от друга отличаются, пойдет речь в статье.

Определение

Космические аппараты - обобщенное название для любых устройств, предназначенных для работы в условиях космоса. Есть несколько вариантов их классификации. В самом простом случае выделяют космические аппараты пилотируемые и автоматические. Первые, в свою очередь, подразделяются на космические корабли и станции. Различные по своим возможностям и назначению, они сходны во многом по строению и используемому оборудованию.

Особенности полета

Любой космический аппарат после старта проходит через три основных стадии: выведение на орбиту, собственно полет и посадка. Первый этап предполагает развитие аппаратом скорости, необходимой для выхода в космическое пространство. Для того чтобы попасть на орбиту, ее значение должно быть 7,9 км/с. Полное преодоление земного притяжения предполагает развитие второй равной 11,2 км/с. Именно так движется ракета в космосе, когда ее целью являются удаленные участки пространства Вселенной.

После освобождения от притяжения следует второй этап. В процессе орбитального полета движение космических аппаратов происходит по инерции, за счет приданного им ускорения. Наконец, стадия посадки предполагает снижение скорости корабля, спутника или станции практически до нуля.

«Начинка»

Каждый космический аппарат оснащается оборудованием под стать тем задачам, которые он призван решить. Однако основное расхождение связано с так называемым целевым оборудованием, необходимым как раз для получения данных и различных научных исследований. В остальном оснащение у космических аппаратов схоже. В него входят следующие системы:

• энергообеспечение - чаще всего снабжают космические аппараты необходимой энергией солнечные или радиоизотопные батареи, химические аккумуляторы, ядерные реакторы;
• связь - осуществляется при использовании радиоволнового сигнала, при существенном удалении от Земли особенно важным становится точное наведение антенны;
• жизнеобеспечение - система характерна для пилотируемых космических аппаратов, благодаря ей становится возможным пребывание людей на борту;
• ориентация - как и любые другие корабли, космические оснащены оборудованием для постоянного определения собственного положения в пространстве;
• движение - двигатели космических аппаратов позволяют вносить изменения в скорость полета, а также в его направление.

Классификация

Один из основных критериев для разделения космических аппаратов на типы - это режим работы, определяющий их возможности. По данному признаку выделяют аппараты:

• размещающиеся на геоцентрической орбите, или искусственные спутники Земли;
• те, целью которых является изучение удаленных участков космоса, - автоматические межпланетные станции;
• используемые для доставки людей или необходимого груза на орбиту нашей планеты, называются они космическими кораблями, могут быть автоматическими или же пилотируемыми;
• созданные для пребывания людей в космосе на протяжении длительного периода, - это ;
• занимающиеся доставкой людей и грузов с орбиты на поверхность планеты, они называются спускаемыми;
• способные исследовать планету, непосредственно располагаясь на ее поверхности, и передвигаться по ней, - это планетоходы.

Остановимся подробнее на некоторых типах.

ИСЗ (искусственные спутники Земли)

Первыми аппаратами, запущенными в космос, были искусственные спутники Земли. Физика и ее законы делают выведение любого подобного устройства на орбиту непростой задачей. Любой аппарат должен преодолеть притяжение планеты и затем не упасть на нее. Для этого спутнику необходимо двигаться с или чуть быстрее. Над нашей планетой выделяют условную нижнюю границу возможного расположения ИСЗ (проходит на высоте 300 км). Более близкое размещение приведет к достаточно быстрому торможению аппарата в условиях атмосферы.

Первоначально только ракеты-носители могли доставлять на орбиту искусственные спутники Земли. Физика, однако, не стоит на месте, и сегодня разрабатываются новые способы. Так, один из часто используемых в последнее время методов - запуск с борта другого спутника. В планах применение и других вариантов.

Орбиты космических аппаратов, вращающихся вокруг Земли, могут пролегать на разной высоте. Естественно, от этого зависит и время, требуемое на один круг. Спутники, период обращения которых равен суткам, размещаются на так называемой Она считается наиболее ценной, поскольку аппараты, находящиеся на ней, для земного наблюдателя кажутся неподвижными, а значит, отсутствует необходимость создания механизмов поворота антенн.

АМС (автоматические межпланетные станции)

Огромное число сведений о различных объектах Солнечной системы ученые получают при помощи космических аппаратов, направляемых за пределы геоцентрической орбиты. Объекты АМС - это и планеты, и астероиды, и кометы, и даже галактики, доступные для наблюдения. Задачи, которые ставятся перед такими аппаратами, требуют огромных знаний и сил от инженеров и исследователей. Миссии АМС представляют собой воплощение технического прогресса и являются одновременно его стимулом.

Пилотируемый космический корабль

Аппараты, созданные для доставки людей к назначенной цели и возвращения их обратно, в технологическом плане ничуть не уступают описанным видам. Именно к этому типу относится «Восток-1», на котором совершил свой полет Юрий Гагарин.

Самая сложная задача для создателей пилотируемого космического корабля - обеспечение безопасности экипажа во время возвращения на Землю. Также значимой частью таких аппаратов является система аварийного спасения, в которой может возникнуть необходимость во время выведения корабля в космос при помощи ракеты-носителя.

Космические аппараты, как и вся космонавтика, непрестанно совершенствуются. В последнее время в СМИ можно было часто видеть сообщения о деятельности зонда «Розетта» и спускаемого аппарата «Филы». Они воплощают все последние достижения в области космического кораблестроения, расчета движения аппарата и так далее. Посадка зонда «Филы» на комету считается событием, сравнимым с полетом Гагарина. Самое интересное, что это не венец возможностей человечества. Нас еще ожидают новые открытия и достижения в плане как освоения космического пространства, так и строения

Солнечный парус шириной 20 метров, разработанный в НАСА

Солнечный парус (также называемый световым парусом или фотонным парусом ) - приспособление, использующее давление солнечного света или лазера на зеркальную поверхность для приведения в движение .

Следует различать понятия «солнечный свет» (поток фотонов, именно он используется солнечным парусом) и (поток элементарных частиц и ионов, который используется для полётов на электрическом парусе - другой разновидности космического паруса).

Идея полетов в космосе с использованием солнечного паруса возникла в 1920-е годы в России и принадлежит одному из пионеров ракетостроения Фридриху Цандеру, исходившему из того, что частицы солнечного света - фотоны - имеют импульс и передают его любой освещаемой поверхности, создавая давление. Величину давления солнечного света впервые измерил русский физик Пётр Лебедев в 1900 году.

Давление солнечного света чрезвычайно мало (на Земной орбите - около 9·10 −6 Н/м 2) и уменьшается пропорционально квадрату расстояния от . Однако солнечный парус может действовать в течение почти неограниченного периода времени, и совсем не требует топлива, и поэтому в некоторых случаях его использование может быть привлекательно. Однако на сегодня ни один из космических аппаратов не использовал солнечный парус в качестве основного двигателя.

Солнечный парус в проектах звездолётов

«Гелиопаузная электростатическая быстрая транзитная система» HERTS E-Sail НАСА

Солнечный парус - самый перспективный и реалистичный на сегодняшний день вариант звездолёта.

Преимуществом солнечного парусника является отсутствие топлива на борту, что позволяет увеличить полезную нагрузку по сравнению с космическим кораблём на реактивном движении. Однако концепция солнечного паруса требует легкого по массе и одновременно большого по площади паруса.

Недостатком солнечного парусника является зависимость ускорения от расстояния до Солнца: чем дальше от Солнца, тем меньше давление солнечного света и тем самым меньше ускорение паруса, а за пределами давление солнечного света и соответственно эффективность солнечного паруса приблизится к нулю. Световое давление от Солнца довольно мало, поэтому для увеличения ускорения существуют проекты разгона солнечного парусника лазерными установками с генерирующих станций вне . Однако данные проекты сталкиваются с проблемой точного наведения лазеров на сверхдальних расстояниях и создания лазерных генераторов соответствующей мощности.

Джеффри Ландис предложил использовать для передачи энергии через лазер от базовой станции на межзвёздный зонд с ионным двигателем, что дает некоторое преимущество по сравнению с чисто космическим парусом (в настоящее время данный проект неосуществим из-за технических ограничений).

Космическая регата

В 1989 году юбилейной комиссией Конгресса США в честь 500-летия открытия Америки был объявлен конкурс. Его идея заключалась в выведении на орбиту нескольких солнечных парусных кораблей, разработанных в разных странах, и проведении гонки под парусами к . Весь путь планировалось пройти за 500 дней. Свои заявки на участие в конкурсе подали США, Канада, Великобритания, Италия, Китай, Япония и Советский Союз. Старт должен был состояться в 1992 году.

Претенденты на участие стали выбывать почти сразу, столкнувшись с рядом проблем технического и экономического плана. Распад Советского Союза, однако, не привёл к прекращению работы над отечественным проектом, который по мнению разработчиков, имел все шансы на победу. Но регата была отменена ввиду финансовых трудностей у юбилейной комиссии (а возможно, ввиду всей совокупности причин). Грандиозное шоу не состоялось. Однако, солнечный парус российского производства был создан (единственный из всех) совместно НПО «Энергия» и ДКБА, и получил первую премию конкурса.

Космические аппараты, использующие солнечный парус

Советскими учёными была изобретена схема радиационно-гравитационной стабилизации космического аппарата, основанная на применении солнечного паруса.

Первое развёртывание солнечного паруса в космосе было произведено на российском 24 февраля 1993 года в рамках проекта «Знамя-2».

21 мая 2010 года Японское космическое агентство (JAXA) запустило , на борту которой находились космический аппарат “IKAROS” с солнечным парусом и метеорологический аппарат для изучения . “IKAROS” оснащён тончайшей мембраной размером 14 на 14 метров. С его помощью предполагается исследовать особенности движения аппаратов при помощи солнечного света. На создание аппарата было потрачено 16 миллионов долларов, отмечает агентство. Раскрытие солнечного паруса началось 3 июня 2010 года, а 10 июня успешно завершилось. По кадрам, переданным с борта “IKAROS”, можно сделать вывод, что все 200 квадратных метров ультратонкого полотна расправились успешно, а тонкоплёночные солнечные батареи начали вырабатывать энергию.

Изобретение относится к космической энергетике и, в частности, к гибким солнечным батареям, преимущественно на основе аморфного кремния, формируемым центробежными силами. Такие солнечные батареи предназначены, главным образом, для тяжелых спутников связи на геостационарной орбите, а также для космических платформ дистанционного зондирования Земли. Согласно изобретению солнечная батарея содержит гибкое основание и установленные на нем модули фотоэлектрических преобразователей, между которыми предусмотрены перегибы основания для укладки батареи в транспортное положение. Барабан для намотки сложенной солнечной батареи снабжен средствами вращения. При этом гибкое основание выполнено в виде отдельных секторов, образующих в развернутом положении круговую плоскую поверхность, перпендикулярную оси вращения барабана солнечной батареи. Указанные перегибы пленки производятся по ребрам, параллельным центральной радиальной образующей каждого сектора. Укладка секторов происходит по схеме "гармошка" с последующими их равномерным закреплением и намоткой на барабан. Барабан может быть установлен непосредственно на космическом аппарате или на выносной конструкции, связанной с аппаратом. Изобретение направлено на повышение эксплуатационных качеств, в том числе надежности перевода солнечной батареи из ее транспортного положения в рабочее. 5 з.п.ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к космической энергетике и, в частности, к гибким солнечным батареям (СБ), преимущественно на основе аморфного кремния, формируемым центробежными силами и предназначенным, главным образом, для тяжелых спутников связи (ТСС) на высокой (геостационарной) орбите, а также платформ дистанционного зондирования Земли (ПДЗЗ). Повышение эффективности ТСС и ПДЗЗ связано с ростом их энерговооруженности до 120-140 кВт в перспективе использования в 2010-2020 гг. Возможности носителей при выведении на геостационарную орбиту КА с энергоустановками мощностью 120 кВт и более требуют высокой удельной мощности этих установок и компактности в транспортном положении. В настоящее время на спутниках связи используются планарные СБ с кремниевыми фотоэлектрическими преобразователями (ФЭП), имеющие КПД 12-14%. Современные конструкции облегченных сотопанелей с кристаллическим кремнием позволяют иметь удельную мощность до 40 Вт/кг, что практически приближается к предельно возможным характеристикам кремниевых СБ. Возможным направлением в совершенствовании СБ является переход на 2-3-х каскадные ФЭП из арсенида галлия с КПД 25-28%, что в 2 раза больше, чем у кремниевых ФЭП. При этом достигается удельная мощность 80 Вт/кг. Этим путем идут многие зарубежные фирмы, создающие связные КА. Однако такие ФЭП на порядок дороже кремниевых ФЭП. Поэтому для экономии затрат, связанных с применением ФЭП на основе GaAs, рассматриваются схемы с использованием концентраторов солнечной энергии, однако их удельные характеристики относительно низки, а стоимость высока. Широкий комплекс, в том числе и финансовых, требований к энергоснабжению ТСС и ПДЗЗ может быть успешно удовлетворен пленочными СБ с ФЭП на базе аморфного кремния. Известно применение таких СБ на борту ТСС и платформ (см., например, патент US 5527001 А). Однако используемый при этом стержневой трансформируемый каркас не обеспечивает в реальных космических условиях надежного натяжения пленочной поверхности СБ и сохранения ее плоской формы. В то же время имеется целый ряд отечественных и зарубежных разработок крупногабаритных динамических (в частности, центробежных) конструкций, способных обеспечить надежные развертывание и формостабилизацию гибких (пленочных) поверхностей в условиях космоса (см. SU 1815925 A1; SU 1758988 A1; RU 1713221 С; RU 2053940 С1; RU 2104231 С1 и др.). Такие СБ представляют собой бескаркасные, формируемые центробежными силами крупногабаритные космические конструкции, обладающие высокой надежностью автономной работы на ресурс 15 лет, прогнозируемой деградацией в 20% на конец ресурса в 15 лет, в несколько раз меньшей стоимостью по сравнению с СБ из кристаллического кремния на каркасе из сотовых панелей. Масса СБ на мощность 120 кВт с агрегатом ее раскрытия и токоподводами, по оценкам, составляет величину порядка 400 кг, а удельная мощность не менее 300 Вт/кг. СБ имеют относительно простую конструкцию с возможностью быстрого изготовления, а также наземной и орбитальной отработки. При этом имеется возможность использовать вращающуюся СБ в качестве силового гироскопа и передать ей частично функции системы управления. Наиболее близким аналогом является СБ, содержащая пленочное основание и установленные на нем модули ФЭП, между которыми предусмотрены перегибы основания для укладки батареи в транспортное положение, барабан для намотки сложенной батареи, снабженный средствами вращения вокруг его продольной оси для развертывания батареи в рабочее положение и фиксаторами батареи в транспортном положении (заявка FR 2152364). В рабочем положении СБ имеет параболическую форму и может использоваться одновременно как направленная радиоантенна. Перегибы основания образуют многослойные гофры единой пленочной поверхности. Недостатком известной СБ является ее относительная конструктивная сложность и невысокая надежность развертывания (роспуска) в рабочее положение и обеспечения требуемой формы поверхности. Кроме того, очевидны потери лучистого энергосбора вследствие кривизны поверхности СБ. Задачей предлагаемого изобретения является повышение эксплуатационных качеств, в том числе надежности перевода СБ из транспортного в рабочее положение. Данная задача решается тем, что в известной солнечной батарее космического аппарата (КА), содержащей гибкое основание и установленные на нем модули фотоэлектрических преобразователей (ФЭП), между которыми предусмотрены перегибы основания для укладки батареи в транспортное положение, барабан для намотки сложенной батареи, снабженный средствами вращения вокруг его продольной оси для развертывания батареи в рабочее положение и фиксаторами батареи в транспортном положении, указанное гибкое основание выполнено в виде отдельных секторов, образующих в развернутом положении круговую плоскую поверхность, перпендикулярную указанной продольной оси (оси вращения), а перегибы пленочного основания осуществляются с образованием ребер, параллельных центральной радиальной образующей каждого сектора, обеспечивая укладку батареи по схеме "гармошка" и намотку сложенных секторов на барабан. При этом в предлагаемой СБ соседние секторы могут быть снабжены элементами связи друг с другом в нескольких точках вдоль их внешних кромок. Кроме того, в предлагаемой СБ указанные секторы могут закрепляться равномерно в окружном направлении на поверхности указанного барабана в районе внутренних концов своих центральных радиальных образующих. Модули ФЭП могут выполняться в виде прямоугольных пластинок с тонкой подложкой из нержавеющей стали, покрытых аморфным кремнием. Барабан СБ может быть установлен непосредственно на КА или на выносной конструкции, связанной с КА. Модули ФЭП могут коммутироваться так, что каждый сектор обеспечивает требуемое напряжение для соответствующей ему бортовой аппаратуры КА и снабжен средствами передачи этого напряжения данной аппаратуре. Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами. На фиг.1 представлена конструкция СБ. На фиг.2 представлен единичный сектор СБ. На фиг. 3 представлены линии перегибов и элементы связей с соседними секторами и барабаном. На фиг.4 показаны особенности укладки СБ в транспортное положение. На фиг.5 представлена укладка секторов на барабан. На фиг.6 изображен барабан с уложенной на нем СБ. На фиг.7 представлен вариант компоновки СБ на ТСС. На фиг. 8 представлен вариант компоновки СБ в развернутом (рабочем) состоянии на КА. Предложенная СБ содержит гибкое основание, выполненное в виде отдельных секторов 1, с закрепленными на его поверхности модулями ФЭП 5, при этом сектора 1 в исходном транспортном положении уложены по линиям перегиба 6 по схеме "гармошка" и намотаны на барабан 2. Сектора связаны между собой по их внешним кромкам с помощью элементов связи 3 в нескольких точках. Все сектора 1 закреплены с помощью связей 4 равномерно в окружном направлении на поверхности барабана 2 в районе внутренних концов своих центральных радиальных образующих. Барабан снабжен средствами вращения 8 вокруг его продольной оси для развертывания СБ в рабочее положение и фиксаторами 9 СБ в транспортном положении. Каждый сектор снабжен средствами передачи электрического напряжения 10 со своих модулей ФЭП 5 на соответствующую бортовую аппаратуру КА. В транспортном состоянии сектора с ФЭП укладываются по варианту укладки типа "гармошка" с перегибами по гибкому основанию и образованием ребер 7, параллельных центральной радиальной образующей каждого сектора (Фиг.4, 5). Сложенные секторы наматываются на один барабан 2 (Фиг.6). После укладки на барабан 2 соседние секторы связываются в нескольких точках между собой посредством элементов связи 3, а с барабаном - посредством связей 4 (Фиг.5). Конструктивно барабан 2 с узлом вращения 8 СБ может быть выполнен, как показано на Фиг.8. Устройство содержит фиксаторы 9 СБ на барабане в уложенном состоянии и средства передачи электрического напряжения 10 с модулей ФЭП 5 на соответствующую бортовую аппаратуру КА. Работа предлагаемой СБ осуществляется следующим образом. После раскрутки вокруг продольной оси средствами вращения 8 барабана 2 с уложенными на него секторами 1 происходит расчековка фиксаторов 9 положения СБ в транспортном состоянии. После этого сектора 1 разворачиваются из укладки типа "гармошка" под действием центробежных сил в промежуточном положении в гофрированную по линиям перегиба 6 поверхность, образуя ребра 7, параллельные центральной радиальной образующей каждого сектора, и в конечном рабочем положении - в плоскую круговую поверхность из отдельных секторов 1, связанных между собой элементами связи 3 в нескольких точках, а с барабаном - посредством связей 4. После раскрытия СБ ее вращение сохраняется, поддерживая плоскую форму СБ. После ориентации СБ на Солнце электроэнергия от вращающейся СБ передается через средства передачи электрического напряжения 10 с модулей ФЭП 5 на соответствующую бортовую аппаратуру КА. Возможны два варианта компоновки СБ. В одном из них две одинаковые круговые батареи, вращающиеся в разные стороны для компенсации кинетического момента, располагаются по разные стороны от ТСС на жестких, например углепластиковых, штангах (см. Фиг. 7). ТСС обычно снабжен также большими трансформируемыми радиоантеннами. Эта компоновочная схема является традиционной и используется на большинстве КА. Во втором варианте компоновки СБ имеется одна круговая батарея с маховиком, например в виде круговой тросовой системы, вращающимся в сторону, противоположную вращению СБ, для компенсации кинетического момента. В предпочтительном примере исполнения дисковая батарея выполнена из отдельных 8- и или 12-ти секторов 1, связанных по внешним углам (Фиг.1), а также в нескольких (2-х или 3-х) точках по боковым радиальным образующим соседних секторов. Сектора набираются из ФЭП 5, состоящих из подложки из нержавеющей стали толщиной 12 микрон с покрытием из аморфного кремния толщиной 3 микрона. Ширина единичного ФЭП 50 мм, длина 350 мм. Единичные ФЭП наклеиваются параллельно центральной радиальной образующей сектора на стеклошелк толщиной 20 микрон и коммутируются между собой для набора напряжения 120 В (Фиг.2). Один ФЭП 5 имеет напряжение 1,3 В. Для набора принятого уровня напряжения 120 В осуществляется коммутация единичных ФЭП по схеме с возможно минимальной длиной коммутирующих связей между единичными элементами и суммирующего токоподвода к потребителю электроэнергии КА, а также исключением возможного магнитного момента цепей. На Фиг.2 представлен вариант диагонально-шахматной коммутации, когда соединяются разноименные полюса единичных элементов и общая цепь приводится в основание сектора. В транспортном состоянии сектора с ФЭП укладываются по варианту укладки типа "гармошка" с перегибами по гибкому основанию и образованием ребер 7, параллельных центральной радиальной образующей каждого сектора (Фиг.4, 5). Затем сложенные секторы наматываются на один барабан 2 (Фиг.6). Диаметр барабана (700 мм) определяется минимально допустимым радиусом перегиба пленки аморфного кремния, при котором не происходит ее растрескивания. При уровне энерговыделения 100 Вт/м 2 для суммарной мощности 120 кВт в варианте двух СБ требуются два диска диаметром по 30 м. В варианте одной СБ требуется один диск диаметром 40 м. Вариант однопозиционной установки и развертывания СБ на КА (ТКА "Прогресс") показан на Фиг.8. Здесь барабан 2 с уложенной на него СБ выводится из КА через люк стыковочного агрегата. Барабан 2 с средствами вращения 8 выдвигается с помощью штанги и производится раскрутка и регулируемый роспуск СБ в рабочее положение. При развертывании в рабочее положение СБ закручивается в оптимальном режиме регулирования угловой скорости с помощью средств вращения 8. Выбор угловой скорости вращения СБ определяется прочностными характеристиками материалов и элементов крепления СБ, наличием энергопитания электроприводов при начальном раскрытии СБ, допустимой амплитудой бегущей по круговой поверхности СБ волны от сил Кориолиса, возникающей при переориентации КА и накладывающей ограничения на угловую скорость переориентации СБ, а также технологическими ограничениями, связанными с эффектом "слипания" элементов СБ в укладке типа "гармошка" в период хранения. Последний эффект может оказаться значительным, определяется только экспериментально на конечной стадии создания и отработки изделия и требует запаса по мощности электропривода. На основании предшествующего эксперимента по КЭ "Знамя" принимается угловая скорость вращения СБ ω= 0,1 рад/с. При этом элементы крепления и конструкции СБ будут иметь запас прочности, составляющий несколько порядков. При выбранной геометрии и вышеприведенной конструкции СБ из нержавеющей стали толщиной 12 микрон, наклеенной на стеклошелк толщиной 20 микрон (ρ=2,2 кг/м 3), и угловой скорости вращения СБ имеет:
Момент инерции J=M R к 2 /2 - 10 4 кг м 2
Кинетическая энергия E = Jω 2 /2 - 50 Дж
Кинетический момент К=Jω - 10 3 кг м 2 /с
При толщине стали 20 микрон характеристики в 1,5 раза выше. При этом может быть использован электропривод постоянного тока мощностью порядка 10 Вт с запасом по мощности на эффект "слипания". Время раскрытия при этом составит τ ≅ 100. Как видно, вращающаяся СБ имеет значительный вращательный кинетический момент. Если СБ установлена непосредственно на КА, то этот кинетический момент СБ компенсируется маховиком противовращения. Последний может быть выполнен, в типичном варианте СБ, в виде двух симметрично расположенных грузов массой 1,8 кг на нитях из стали длиной 10 м, поперечным сечением 3 мм 2 , вращающихся с угловой скоростью 10 рад/с, что компенсирует кинетический момент СБ К=3,6 кг м 2 /с. Следует учесть, что при ориентации СБ на Солнце при суточном движении СБ по геостационарной орбите за счет солнечного давления происходит деформация круговой орбиты, рост апогея и уменьшение перигея. Необходима коррекция орбиты. Оценка показывает, что известные плазменные двигатели способны осуществить такую коррекцию с затратой нескольких сотен килограммов рабочего тела на всю программу. Жесткость вращающейся СБ определяет амплитуду ее колебаний, возникающих при необходимости переориентации СБ на геостационарной орбите для ориентации на Солнце при годовом движении Земли вокруг Солнца. В суточном движении СБ вокруг Земли переориентации СБ не требуется. Годовая орбитальная угловая скорость Ω=2 10 -7 рад/с. В общем случае необходимо численное решение задачи нахождения форм и частот колебаний гибкого вращающегося диска в сложном движении. Для проектного анализа в случае требования малой амплитуды бегущей по вращающейся поверхности волны достаточно оценить угол отклонения α амплитуды волны от плоского состояния. Оценки дают значения α=4 10 -5 рад =1,4 10 -1 минут. Амплитуда отклонения края СБ от плоскости составит α R к = 9 10 -2 мм. Столь малая величина амплитуды отклонения указывает на большой запас по жесткости конструкции при выбранных параметрах и указывает на возможность осуществления более быстрых маневров. Период бегущей по поверхности СБ волны T = α/Ω = 200 c. Таким образом имеется возможность подбора динамических параметров, при которых вращающаяся СБ с точки зрения управления КА аналогична жесткой статической конструкции, поскольку угол амплитуды отклонения α=4 10 -5 рад =1,4 10 -1 мин на порядок меньше требуемой точности управления КА. Наличие на борту ТСС двух противовращающихся СБ с компенсированным кинетическим моментом позволяет управлять положением СБ в пространстве и поддерживать их ориентацию на Солнце. Для этого необходимо осуществить "излом" оси между вращающимися СБ и управлять углом "излома", организуя возникающую при этом прецессию системы двух вращающихся СБ по требуемому для ориентации на Солнце закону. Для прецессии с вышеприведенной годовой орбитальной угловой скоростью Ω и принятой угловой скоростью вращения СБ ω угол "излома" γ, имеющий порядок величины γ = Ω/ω, составляет γ=10 -6 рад. Гироскопический момент, который необходимо при этом преодолевать, будет иметь величину порядка M = JΩω = 2 10 -4 H м.
Технологическая готовность предлагаемой СБ соответствует современному уровню производства в космической технике. Источники информации
1. FR 2152364 (SCHEEL H. W.); 27.04.1973 (прототип). 2. US 5527001 A (TELEDESIC CORP.); 18.06.1996. 3. 1815925 A1 (Долгопрудненское КБ Автоматики); 30.04.1995. 4. SU 1758988 A1 (НПО "Энергия"); 20.06.1995. 5. RU 1713221 С (Долгопрудненское КБ Автоматики); 27.01.1995. 6. 2053940 С1 (НПО "Энергия"); 10.02.1996. 7. RU 2104231 С1 (МТУСИ); 10.02.1998.

Формула изобретения

1. Солнечная батарея космического аппарата, содержащая гибкое основание и установленные на нем модули фотоэлектрических преобразователей, между которыми предусмотрены перегибы основания для укладки батареи в транспортное положение, барабан для намотки сложенной батареи, снабженный средствами вращения вокруг его продольной оси для развертывания батареи в рабочее положение и фиксаторами батареи в транспортном положении, отличающаяся тем, что указанное гибкое основание выполнено в виде отдельных секторов, образующих в развернутом положении круговую плоскую поверхность, перпендикулярную указанной продольной оси, указанные перегибы основания осуществляются с образованием ребер, параллельных центральной радиальной образующей каждого сектора, обеспечивая укладку секторов по схеме "гармошка" и намотку сложенных секторов на барабан. 2. Солнечная батарея по п. 1, отличающаяся тем, что соседние указанные секторы снабжены элементами связи друг с другом в нескольких точках вдоль их внешних кромок. 3. Солнечная батарея по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что указанные секторы закреплены равномерно в окружном направлении на поверхности указанного барабана в районе внутренних концов своих центральных радиальных образующих. 4. Солнечная батарея по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что модули фотоэлектрических преобразователей выполнены в виде прямоугольных пластинок с тонкой подложкой из нержавеющей стали, покрытых аморфным кремнием. 5. Солнечная батарея по любому из пп. 1-4, отличающаяся тем, что указанный барабан установлен непосредственно на космическом аппарате или на выносной конструкции, связанной с космическим аппаратом. 6. Солнечная батарея по любому из пп. 1-5, отличающаяся тем, что модули фотоэлектрических преобразователей коммутируются так, что каждый сектор обеспечивает требуемое напряжение для соответствующей ему бортовой аппаратуры космического аппарата и снабжен средствами передачи этого напряжения данной аппаратуре.

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА), а именно к батареям солнечным (БС). В состав БС входят две панели, каждая из которых состоит из двух полупанелей, включающих шарнирно связанные между собой и последовательно собранные в пакет корневую (2), среднюю (3) и крайнюю (4) створки. Створки установлены на раме (5), подвижно закрепленной на четырех опорных узлах (6) корпуса (1) КА. Полупанели соединены между собой с одной стороны при помощи четырех подпружиненных прижимов (7), а с другой - четырьмя стяжками (8) в опорных узлах (6). Корневая створка связана со средней створкой осью (9), а средняя створка с крайней - осью (10). Подпружиненные прижимы связаны посредством тросовой тяги с пиросредством (не показано). На створках попарно установлено по два кронштейна. Кронштейны, установленные на крайней створке, снабжены осями, которые взаимодействуют в процессе раскрытия панелей с профилированными выступами, выполненными на кронштейнах. установленных на корневой створке. Этим обеспечивается раскрытие панелей «рулонным» способом, при котором происходит организованный отвод створок, исключающий возможность их соударения при раскрытии с аппаратурой КА. Количество пиросредств в элементах фиксации панелей уменьшается. Техническим результатом изобретения является повышение надежности КА с БС. 12 ил.

Рисунки к патенту РФ 2460676

Изобретение относится к космической технике, а именно к батареям солнечным (БС), и может быть использовано на космических аппаратах (КА) различного назначения для электроснабжения.

БС КА, как правило, представляют собой многозвенные раскрываемые конструкции, что обусловлено необходимостью компактного размещения КА под головным обтекателем ракеты носителя. Панели БС располагаются вдоль борта КА, и их раскрытие производится без отвода от борта КА после выведения его на орбиту.

Известна солнечная батарея космического аппарата патент RU № 2214949 - прототип, состоящая из рамы, жестко закрепленной на приводе верхних и нижних створок, попарно связанных между собой шарнирами, причем рама с помощью пиросредств закреплена на корпусе космического аппарата, при этом на внутренних торцах верхних створок установлены кронштейны, связанные со стяжными лентами, проходящими через пиросредства, жестко закрепленными па рамс солнечной батареи, а па внешних торцах верхних створок установлены крюки, поверхности которых взаимодействуют с осями подпружиненных стяжных элементов, шарнирно закрепленных на корпусе космического аппарата, причем оси стяжных элементов смещены наружу относительно осей шарниров, связывающих верхние и нижние створки, а на нижних створках жестко закреплены шаровые опоры, взаимодействующие с корпусом космического аппарата.

Известная солнечная батарея имеет ограниченные эксплуатационные возможности в случае увеличения энергопотребления изделия (космического аппарата, спутника), исходя из его задач и компоновки изделия, требующего увеличения площадей СБ за счет увеличения створок панелей.

При увеличении площадей в известной солнечной батарее путем увеличения створок зона раскрытия створок панелей ограничена компоновкой изделия, что может привести к соударению с внешними элементами конструкции изделия.

Задачей предложенного технического решения является расширение эксплуатационных возможностей солнечной батареи при увеличении энергопотребления изделия с обеспечением организованного раскрытия створок в заданной зоне без соударения с внешними элементами изделия (антенны, крышки и т.д.).

Поставленная задача решается тем, что БС, включающая в свой состав две панели, состоящие из подпружиненных шарнирно связанных между собой и собранных в пакет створок, устанавливаемых в сложенном положении на раме и закрепленных к борту КА через опорные узлы с пиросредством, и подпружиненных, шарнирно закрепленных на опорных узлах стяжек, отличается тем, что каждая из панелей выполнена из двух полупанелей, состоящих из корневой, средней и крайней створок, установленных на раме, подвижно закрепленной на опорных узлах, при этом полупанели каждой панели соединены между собой с помощью фиксирующих элементов, выполненных в виде подпружиненных прижимов, установленных на раме и связанных посредством тросовой тяги с пиросредством, причем на створках попарно установлены по два кронштейна, при этом кронштейны, установленные на крайней створке, снабжены осями, которые взаимодействуют в процессе раскрытия панелей с профилированными выступами, выполненными па кронштейнах, установленных на корневой створке, обеспечивая раскрытие панелей «рулонным» способом.

Заявляемая конструкция БС приведена на фигурах:

Фиг.1 Общий вид БС;

Фиг.2 Вид по стрелке A на фиг.1;

Фиг.3 Разрез Б-Б на фиг.2;

Фиг.4 Сечение В-В на фиг.3;

Фиг.5 - Фиг.9 Кинематическая схема раскрытия створок БС;

Фиг.10 Выносной элемент Г на фиг.5;

Фиг.11 Выносной элемент Д на фиг.6;

Фиг.12 Выносной элемент Е на фиг.7;

Батарея солнечная КА1 состоит из двух панелей, каждая из которых включает в свой состав две полупанели, состоящие из корневой 2, средней 3 и крайней 4 створок, установленных на раме 5, подвижно закрепленной на четырех опорных узлах 6, полупанели каждой панели с одной стороны соединены между собой с помощью четырех подпружиненных прижимов 7, установленных на раме 5 и связанных посредством тросовой тяги с основной и дублирующей пирочеками (на фигурах не показаны), а с другой - с помощью четырех подпружиненных, шарнирно закрепленных на опорных узлах 6 стяжек 8. Сборка створок в пакет осуществлена таким образом, что с одной стороны корневая створка 2 шарнирно связана со средней створкой 3 (ось 9), а с другой - средняя 3 с крайней 4 (ось 10). Вдоль длинных сторон створок, снаружи, на корневой 2 и крайней 4 створках попарно установлены по два кронштейна 11 и 12. Кронштейны 11 снабжены осями 13, а кронштейны 12 - профилированными выступами 14. Оси 13 и профилированные выступы 14 при сложенных створках установлены с зазором, а взаимодействуют между собой лишь в процессе раскрытия панелей, обеспечивая их безударное раскрытие «рулонным» способом.

Процесс раскрытия панели происходит следующим образом: после выведения КА на орбиту подается команда на срабатывание пирочек, обеспечивающих, в свою очередь, срабатывание прижимов 7. После срабатывания прижимов 7 под действием пружин обеспечивается возможность отвода средних 3 и крайних 4 створок и приведение панели в рабочее положение, при этом в конечном положении створки 3 и 4 фиксируются защелками.

Анализ кинематической схемы раскрытия створок (см. фиг.5 - фиг.9) показывает, что после срабатывания прижимов 7 и освобождения пакета створок от стяжек 8 начинается разворот створок, при этом оси 13 входят в контакт с профилированными выступами 14 и катятся по ним. Отсутствие контакта между осями 13 и выступами 14 в начальный момент движения исключает возможность заклинивания створок, обусловленного различными технологическими факторами. Профили выступов 14 выполнены таким образом, что крайняя створка 4 имеет возможность раскрываться только после того, как средняя створка 3 раскроется на угол ~90°, т.е. исключается возможность большого разброса траекторий движения створок и возможность соударения крайней створки 4 с рабочей поверхностью корневой створки 2.

Заявленная конструкция солнечной батареи космического аппарата позволит расширить ее эксплуатационные возможности при увеличении энергопотребления космическим аппаратом в зависимости от его задач и компоновки, а организованное раскрытие створок панелей СБ «рулонным» способом исключает возможность их соударения с аппаратурой КА и, следовательно, ее повреждения, что в итоге обеспечивает повышение надежности КА.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Батарея солнечная космического аппарата, включающая в свой состав две панели, состоящие из подпружиненных шарнирно связанных между собой и собранных в пакет створок, устанавливаемых в сложенном положении на раме и закрепленных к борту космического аппарата через опорные узлы с пиросредством, и подпружиненных, шарнирно закрепленных на опорных узлах стяжек, отличающаяся тем, что каждая из панелей выполнена из двух полупанелей, состоящих из корневой, средней и крайней створок, установленных на раме, подвижно закрепленной на опорных узлах, при этом полупанели каждой панели соединены между собой с помощью фиксирующих элементов, выполненных в виде подпружиненных прижимов, установленных на раме и связанных посредством тросовой тяги с пиросредством, причем на створках попарно установлено по два кронштейна, при этом кронштейны, установленные на крайней створке, снабжены осями, которые взаимодействуют в процессе раскрытия панелей с профилированными выступами, выполненными на кронштейнах, установленных на корневой створке, обеспечивая раскрытие панелей «рулонным» способом.