аэродинамический стабилизатор искусственного спутника

Формула изобретения

1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ СТАБИЛИЗАТОР ИСКУССТВЕННОГО СПУТНИКА, включающий управляющую поверхность в виде полого усеченного конуса, связанного с корпусом спутника, отличающийся тем, что, с целью улучшения компоновки и повышения точности ориентации спутника путем снижения возмущений, действующих на него, за счет уменьшения площади проекции стабилизатора на продольную плоскость при оптимальном угле полураствора конуса управляющей поверхности 20^o, стабилизатор снабжен по меньшей мере одной дополнительной оболочкой в виде усеченного конуса с образованием управляющей поверхности в виде набора оболочек, расположенных соосно, причем для каждых двух соседних оболочек угол полураствора конуса с образующими, касающимися передней кромки внешней и задней кромок внутренней оболочки, равен заданной точности ориентации спутника относительно вектора скорости набегающего потока, а угол полураствора конуса с образующими, касающимися задней кромки внешней и передней кромки внутренней поверхности, больше угла полураствора управляющих поверхностей стабилизатора не менее чем на угол максимума квазизеркального отражения частиц набегающего потока.

2. Стабилизатор спутника по п.1, отличающийся тем, что управляющая поверхность выполнена в виде спирали Архимеда.

3. Стабилизатор спутника по п.1, отличающийся тем, что в нем угол полураствора конуса с образующими, касающимися задней кромки внешней и передней кромки внутренней поверхности, больше угла полураствора управляющих поверхностей стабилизатора не меньше чем на

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к космической технике, а именно к конструкции аэродинамического стабилизатора искусственных спутников.

Наиболее близким к предлагаемому является стабилизатор космического аппарата, содержащий управляющую поверхность в виде полого усеченного конуса, связанного с корпусом спутника.

К недостаткам этого стабилизатора относятся большая его длина и площадь проекции на продольную плоскость, что ограничивает возможности по оптимальной компоновке спутника и вызывает дополнительные возмущения от сил солнечной радиации.

Целью изобретения является улучшение компоновки и повышение точности ориентации спутника путем снижения возмущений, действующих на него за счет уменьшения площади проекции стабилизатора на продольную плоскость при оптимальном угле полураствора конуса управляющей поверхности 20^о.

Цель достигается тем, что аэродинамический стабилизатор, содержащий управляющую поверхность в виде полого конуса, связанного с корпусом аппарата, снабжен по меньшей мере одной дополнительной оболочкой в виде усеченного конуса с образованием управляющей поверхности в виде набора оболочек, расположенных соосно, причем для каждых двух соседних оболочек угол полураствора конуса с образующими, касающимися передней кромки внешней и задней кромки внутренней оболочки, равен заданной точности ориентации спутника относительно вектора скорости набегающего потока, а угол полураствора конуса с образующими, касающимися задней кромки внешней и передней кромки внутренней оболочки, превышает угол полураствора оболочек стабилизатора не менее чем на угол максимума квазизеркального отражения частиц газа.

На фиг. 1 показан искусственный спутник; на фиг. 2 аэродинамический стабилизатор, разрез.

Искусственный спутник содержит корпус 1 и присоединенный к нему с помощью четырех штанг 2 стабилизатор 3, выполненный в виде нескольких (двух или более) тонкостенных усеченных конических оболочек, которые соединены в жесткую конструкцию узлами крепления (не показаны). Обозначим образующие оболочек 4, 5, 6 и 7 соответственно А₁В₁, А₂В₂, А₃В₃ и А₄В₄. Тогда геометрия и взаимное расположение оболочек определится углами (+) B₁A₁B₂= B₂A₂B₃= B₃A₃B₄ и _m= B₁A₂B₂=B₂A₃B₃=B₃A₄B₄ где угол, равный точности ориентации искусственного спутника относительно набегающего потока газа; угол полураствора оболочек, _m30^o угол максимума квазизеркального отражения частиц газа. Положив наибольший и наименьший радиусы стабилизатора равными соответствующим радиусам оболочек прототипа и 15^о, получим уменьшение длины стабилизатора в n_s 2, 3 раза при возрастании диаметра его большего основания в n_D 1, 1 раза. В предельном случае бесконечно большого разбиения будем иметь стабилизатор, для которого n_Z 7, 8, n_S 6, 6 и n_D1, 2.

Для сопоставления геометрических характеристик штриховой линией СДЕF показана часть стабилизатора по прототипу. На схеме изображена также траектория одной из частиц набегающего потока 8 при нулевом угле атаки и диаграмма квазизеркального ее отражения.

Восстанавливающее действие предлагаемого стабилизатора, как и всех аналогичных устройств, основано на возникновении управляющего аэродинамического момента при отклонении продольной оси спутника от направления набегающего потока.

При использовании стабилизатора с большим числом оболочек целесообразно (из технологических требований) выполнить стабилизатор в виде части архимедовой спирали, так как в этом случае отдельный виток по геометрическим, а следовательно, и по аэродинамическим характеристикам будет незначительно отличаться от соответствующей конической оболочки (для компенсации продольного аэродинамического момента можно применить две спирали с противоположной закруткой). Переход к спирали дает также возможность дальнейшего развития конструкции стабилизатора, например за счет ее скручивания можно уменьшить размеры стабилизатора в исходном (сложенном до свободного полета) положении.

Данный аэродинамический стабилизатор обладает следующими техническими преимуществами:

значительно уменьшена его длина при незначительном увеличении радиальных габаритных размеров и при практической эквивалентности аэродинамических характеристик стабилизатора на углах допустимой ориентации, что дает большие возможности для оптимальной компоновки спутника;

существенно уменьшена площадь проекции стабилизатора на продольную плоскость, что позволяет снизить возмущения, действующие на спутник от сил солнечной радиации и, как след- ствие, повысить точность ориентации и прогноза движения его на высоких орбитах.