Спосіб відділення від носія з одночасним забезпеченням тросової системи гравітаційної орієнтації по місцевій вертикалі та стабілізації кутового положення на орбіті супутника, що трансформується для багаторазово

Спосіб відділення від носія з одночасним забезпеченням тросової системи гравітації орієнтації по місцевій вертикалі та стабілізації кутового положення на орбіті супутника, що трансформується для багаторазового використання, який відрізняється тим, що використанням ракетного двигуна як вантажу тросової системи гравітаційної орієнтації та стабілізації здійснюється самостійне відді 3 34218 Поставлене завдання досягається створенням способу використання супутника, який в вихідному положенні є сферою. Технічна суть пояснюється кресленнями на Фіг.1. Зовнішня поверхня супутника (статичний стан - положення І) складається з двох півсфер (1) та поверхні вантажу системи гравітаційної орієнтації та стабілізації (2) - стабілізаційного вантажу. В відсіку корисного вантажу носія супутник фіксується в вихідному положенні по отворах "А" та "Б" з кріпленням супутника по сферичній поверхні при транспортуванні шарнірно з'єднаними з відсіком носія чотирма двоплечевими важелями, як в прототипі-супутнику "Тайфун". Стабілізаційний вантаж являє собою ракетний двигун відведення з соплами (3), які направлені до центру суп утника. По команді ракетний двигун стабілізаційного вантажу вмикається і стабілізаційний вантаж (2) відокремлюється від супутника (положення II), тягнучи за собою трос (4). Стабілізаційний вантаж завдяки двигун у віддаляється від суп утника на відстань до 1,2-5км, або іншу задану відстань, в напрямку від центру мас супутника по місцевій вертикалі. Носій в цьому випадку попередньо орієнтується в просторі для забезпечення орієнтації осі супутника по отворах "А" та "Б" в відсіку корисного навантаження по місцевій вертикалі. В процесі віддалення стабілізаційного вантажу трос розмотується в супутнику і гальмується силами тертя, завдяки чому вільно розташований на опорі по отвору "Б" суп утник виводиться з відсіку корисного вантажу носія, віддаляється від носія на потрібну відстань. Відділення супутника від носія здійснюється без передачі зусиль на носій, завдяки чому відсутня протидія, яка може змінити положення супутника в просторі. Здійснюється спосіб самостійного відділення і віддалення супутника від носія без зміни стійкого положення супутника в носії. Після досягнення потрібного віддалення стабілізаційного вантажу від супутника гнучкий трос (4) частково змотується в зворотному напрямку, компенсуючи інерційне переміщення супутника. Таким же чином на протязі експлуатації суп утника трос підтримується в напруженому стані для ефективного використання тросової системи. Місце кріплення гнучкого тросу до супутника виконується в вигляді сферичного шарніру (на Фіг.1 не показано), який повертається і переміщується по вертикалі, відстежуючи центр мас супутника при експлуатації, що виключає виникнення додаткових моментів сил при відхиленні осі гнучкого тросу (4) від центру мас суп утника. Після цього здійснюється трансформація супутника в положення експлуатації: півсфери суп утника (1) відсуваються механічними засобами на певну відстань з вихідного положення від центру суп утника (положення III) і розвертаються, установлюючись в положенні експлуатації (положення IV). Таким способом внутрішньому контейнеру з апаратурою (5) забезпечується доступ до космічного простору. Подібна трансформація може виконуватися без зміни стійкого положення супутника в просторі: трансформація здійснюється без обме 4 жень в часі з мінімально можливою швидкістю, що не викликає змін положення супутника в просторі при відсутності дії інерційних сил. Таким чином забезпечується орієнтація супутника по місцевій вертикалі та стабілізація його кутового положення на орбіті з виключенням необхідності гасіння початкового кінетичного моменту й початкових кутових швидкостей при відділенні суп утника від носія із забезпеченням орієнтації та стабілізації без додаткового попереднього введення супутника в робоче положення. Завдяки використанню системи гравітаційної орієнтації по місцевій вертикалі та стабілізації кутового положення на орбіті супутника на основі застосування гнучкого зв'язку супутника з стабілізаційним вантажем (2), віднесеним від супутника, регулятором натягнення тросу в конструкції суп утника (на Фіг.1 не показано) і традиційними засобами демпфірування кутового переміщення забезпечується високоточна підсилено-гравітаційна стабілізація (орієнтація в просторі) супутника для його подальшої експлуатації [подібні аналоги розглянуті в п ублікаціях: Алпатов А.П., Пироженко А.В., Храмов Д.А. Резонанс «спутник-маятник» тросовой системы гравитационной стабилизации спутника //Техническая механика, 2005, №2; Андриенко А.Я., Чадаев А.И. Анализ возможностей усиленно-гравитационной стабилизации низкоорбитальных спутников //Космические исследования, 1998. Т.36, N4. -С.391-398; Белецкий В.В., Левин Ε.Μ. Динамика космических тросовых систем. -М: Наука, 1990; Охоцимский Д.Е., Сарычев В.А. Система гравитационной стабилизации искусственных спутников //Искусственные спутники Земли. №16 -М.: Изд. АН СССР, 1963. -С.5-9; Пироженко А.В., Храмов Д.А. Анализ частот колебаний космических тросовых систем со сферическим шарниром //Техническая механика, 2004, №1. -С.110118; інтернет-публікація «Гравитационная стабилизация» -dyna15.narod.ru/gs.htm]. Гравітаційний відновлюваний момент (Μ), що виникає при відхиленні осі супутника від орбітального кутового положення на орбіті при середній кутовій швидкості руху (ω), довжині троса (L), масі стабілізаційного вантажу (m), куті відхилення осі суп утника від рівноважного положення на орбіті (a), дорівнює: M=ω 2L2тpm сгsina Конструкція подібного супутника дозволяє здійснити спосіб зворотного процесу, що перетворює супутник знову на сферу: півсфери повертаються і втягуються, гнучкий трос втягується в супутник і встановлює в вихідне положення стабілізаційний вантаж. В такому вигляді сферичний супутник може бути знову завантажений в носій без точної орієнтації в осях координат (по отворах "А" та "Б"), закріплений при транспортуванні шарнірно з'єднаними з відсіком носія чотирма двоплечевими важелями або іншими засобами. В такий спосіб закріплений супутник може бути повернутий з орбіти на Землю. Перелік фігур креслення: Фіг.1 Суп утник: (1) - півсфера; (2) - стабілізаційний вантаж; (3) - сопло твердопаливного двигуна стабілізаційного вантажу; (4) - трос; І - вихідне 5 34218 положення супутника в статичному стані; II - положення при відведенні стабілізаційного вантажу системи гравітаційної стабілізації; III - положення з відсун утими від центру супутника півсферами; IV експлуатаційне положення; А - верхній отвір кріплення супутника при транспортуванні на орбіту; Б нижній отвір кріплення супутника при транспортуванні на орбіту. Відомості, які підтверджують можливість здійснення корисної моделі. Запропонований спосіб, опис якого наведено в розділі "Суть корисної моделі", може бути застосований для мікро-, нано-, піко-, фемтосуп утника (тобто суп утника вагою 10-100кг; 1-10кг; 0,1-1кг; менше 0,1кг) в загальнодержавній космічній програмі у якості супутника багаторазового використання для зондування земної поверхні у різних господарських, наукових та інших цілях, забезпечення зв'язку та виконання орбітальних завдань і т.і. в складі повітряно-космічного комплексу [наприклад - Повітряно-космічний комплекс на базі повітряно-космічного літака. Патент на корисну модель №29069 UA від 10.01.2008]. Для виводу суп утника на орбіту і повернення його на Землю в якості носія може бути використаний повітрянокосмічний літак [Повітряно-космічний літак. Патент на корисну модель №18699 UA від 15.11.2006; Спосіб польоту на навколоземну орбіту багаторазового повітряно-космічного апарату. Заявка на винахід, №а200700821 від 26 січня 2007p.]. Виробництво супутників для забезпечення запропонованого способу застосування може здійснюватися на підприємствах Національного космічного агентства України. Запропонований спосіб дозволяє створювати суп утники багаторазового використання з забез 6 печенням їх виводу з носія та ефективної орієнтації та стабілізації на орбіті для експлуатації використанням самих елементів системи тросової гравітаційної орієнтації та стабілізації. Джерела інформації: 1. Призваны временем. От противостояния к международному сотрудничеству /Под общ. ред. С.Н. Конюхова. -Д.: АРТ-ПРЕСС, 2004. -768с. 2. Алпатов А.П., Пироженко А.В., Храмов Д.А. Резонанс «спутник-маятник» тросовой системы гравитационной стабилизации спутника //Те хническая механика, 2005, №2. 3. Андриенко А.Я., Чадаев А.И. Анализ возможностей усиленно-гравитационной стабилизации низкоорбитальных спутников //Космические исследования, 1998. Т.36, N4. -С.391-398. 4. Белецкий В.В., Левин Е.М. Динамика космических тросовых систем. -М.: Наука, 1990; Охоцимский Д.Е., Сарычев В.А. Система гравитационной стабилизации искусственных спутников //Искусственные спутники Земли. №16-М.: Изд. АН СССР, 1963. -С.5-9. 5. Пироженко А.В., Храмов Д.А. Анализ частот колебаний космических тросовы х систем со сферическим шарниром //Техническая механика, 2004, №1. -С.110-118. 6. Інтернет-публікація «Гравитационная стабилизация» - dyna15.narod.ru/gs.htm. 7. Повітряно-космічний комплекс на базі повітряно-космічного літака. Заявка на корисну модель №u200700068 від 02 січня 2006p. 8. Повітряно-космічний літак. Патент на корисну модель №18699 UA від 15.11.2006р. 9. Спосіб польоту на навколоземну орбіту багаторазового повітряно-космічного апарату. Заявка на винахід, №а200700821 від 26 січня 2007р. 7 Комп’ютерна в ерстка Л.Литв иненко 34218 8 Підписне Тираж 28 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601