Диссертация (1137163), страница 2
Текст из файла (страница 2)
Появлялисьработы с идеями управления ориентацией КА с помощью солнечногодавления [25, 26]. Как показывали расчеты, для этого не требуетсяочень больших площадей солнечных парусов, в отличие от солнечныхпарусов для перемещения в космическом пространстве. Для примеровмиссий, особенно в относительной близости к Солнцу, оказывалосьдостаточным управлять должным образом панелью солнечнойбатареи.Первым аппаратом, который активно использовал солнечноедавление, считается Mariner-10 (NASA) [18]. Он был запущен с 1973году с целью исследования Венеры и Меркурия.
Этот аппарат имелповорачиваемыесолнечныебатареи,которыепозволялиустанавливать ориентацию по отношению к Солнцу для поддержанияоптимальной температуры и предотвращения перегрева. Аппаратследующего поколения MESSENGER (NASA) [19], запущенный в2004 году, так же изначально направился к Венере, а затем былпереведен на орбиту Меркурия. В то время как неконтролируемоесолнечное давление вынуждало бы периодически использоватьдвигатели для погашения накапливаемого кинетического момента,управление ориентацией с помощью солнечных батарей обеспечивало8очень точную навигацию в процессе перелета и значительнуюэкономию топлива. Аппарат японского аэрокосмического агентстваJAXA Hayabusa (2003 год запуска) известен в том числе и тем, чтопрактически полностью потерял управляемость ориентации из-заразличного рода неполадок в ходе миссии по забору грунта састероида (25143) Итокава [20].
Для возврата на Землю требовалосьповернуть солнечные батареи к Солнцу, и это было сделано спомощью солнечного давления на панели батарей. Благодаря этомуудалось сохранить топливо, которое пригодилось уже на стадииподлета к Земле и позволило доставить образцы. Как показываютданные примеры, в современных миссиях не только невозможнообойтись без учета солнечного давления, но и полезно оценитьвозможности его использования.Научные работы по вопросам использования солнечных парусовв виде мембран большой площади в качестве основного двигателя вкосмической миссии публикуются и накапливаются уже болееполувека [4]. Расчеты показывают, что для некоторых миссийсолнечныйпарустрадиционныхоказываетсядвигателей.дажеПростаяболееоценкаэффективнымэффективностиприводится в [23] и использует характеристическое ускорениеa0 2PA, где m масса паруса, A площадь, P 4,6 106 Н/м 2mдавлениесветавблизиЗемли,параметр 0,85описываетотражающие свойства поверхности ( 1 в случаеполногоотражения).
Диапазон возможных характеристических ускорений также зависит от толщины мембраны солнечного паруса, и составляет0,5 – 6мм/c2. На Рис. 1 представлены соотношения между длинойстороны квадратного паруса и полезной нагрузкой, перемещаемой с9разными ускорениями в предположении, что полезная нагрузкасоставляет 1/2 от массы паруса.Базовойхарактеристикойдвигателейявляетсяудельныйимпульс I уд . Так как солнечный парус не расходует топливо, то поаналогии с ракетами можно рассмотреть I уд v 1 m2 , где m1ln g m1 масса только паруса, m2 общая масса, v изменение скорости, gускорение свободного падения.
Очевидно, что удельный импульссолнечного паруса возрастает с течением времени миссии. В работе[23] так же предоставлено сравнение с удельными импульсамисуществующих двигательных систем и отмечена возможность вдлительных миссиях превзойти по этому параметру передовыеионные двигатели.3506мм/c2сторона паруса, м3002503мм/c22001501мм/c21000,5мм/c25000102030полезная нагрузка, кг4050Рисунок 1. Размеры квадратного солнечного паруса в зависимости от массыполезной нагрузки для некоторых характерных ускорений. Масса полезнойнагрузки составляет 1/2 от массы паруса.Форма и конструкция плоских солнечных парусов, как правило,обусловлены принципом их развертывания.
Способ упаковывания иразвертывания должен сводить к минимуму риски заклинивания10элементов или смятия мембраны солнечного паруса. На Рис. 2показанывозможныеинаиболеечасторассматриваемыеконфигурации солнечных парусов. У солнечных парусов Рис. 2 (a)и (б) мембрана может вытягиваться разворачивающимися балкамижесткости, либо же центробежной силой после приведения всейконструкции во вращение. Во втором случае можно вовсе попытатьсяобойтисьбезбалокжесткости.Управлениеориентациейосуществляется либо поворачивающимися пластинами на концахбалок, либо путем перемещениями центра масс относительно центрадавления.ИдеяконфигурацииРис.
2 (в)(Heliogyro[27])рассматривалась в 70-е годы для миссии полета к комете Галлея. Онапредставленанесколькимиизначальносвернутымиврулонлопастями, что является простым и надежным решением. Длянатяжения поверхности лопастей в развернутом виде конструкциямедленно вращается, и предполагает возможность поворота лопастейдля управления ориентацией. Уровень развития материалов на тотмомент требовал для проекта Heliogyro лопастей длиной 7,5км.
Витоге проект проиграл конкуренцию ионному двигателю, который,однако, так же не удалось вовремя завершить для достижения цели.Заметим, что современные материалы могут в несколько раз снизитьприведенную оценку длины лопасти.(а)(б)(в)Рисунок 2. Типичные конфигурации солнечных парусов: а) прямоугольный,б) ¬дискообразный, в) “Heliogyro”11К концу XX столетия удалось провести ряд лабораторныхэкспериментов по изучению воздействия света на тонкие отражающиемембраны.Несколькоиспытанийпоразвертываниюгибкихконструкций были осуществлены непосредственно в космосе.
ВРоссии они прошли в рамках программы «Знамя» [5], идея которойзаключалась в использовании рефлекторов для отражения солнечногосвета и освещения северных городов. Первый из экспериментовЗнамя-2 (Рис. 3) в 1993 году прошел успешнобыла развернутамембрана диаметром 20м, и по темной поверхности Земли пробежалопятно приблизительно 5км в диаметре и яркостью, соответствующейполной Луне. К сожалению, следующий гораздо более масштабныйэксперимент программы потерпел неудачу при разворачиваниимембраны, и вскоре вся программа была закрыта.
Интересен так жепроект Inflatable Antenna Experiment (NASA) 1996 года [28]. Его сутьсостояла в разворачивании мембраны отражателя раздуванием.Произошло полное разворачивание мембраны 14м в диаметре, однакорезультирующая ее форма несколько отличалась от ожидаемой.(а)(б)Рисунок 3. a) Знамя-2, б) Inflatable Antenna ExperimentК настоящему моменту времени осуществлены только двекосмические миссии, в цели которых входило разворачивание паруса12с целью дальнейшего изучения воздействия на них солнечногодавления. Это проекты Ikaros (JAXA, развернут в 2010 году) иNanoSail-D (NASA, развернут в 2011 году).NanoSail-D был развернут на орбите Земли с использованиембалок жесткости.
Площадь поверхности составляла 9,3м2, а общаямасса всего спутника около 4кг. У него не было предусмотреноактивных систем для управления ориентацией и траекторией. Порезультатам эксперимента была установлена корреляция междучисленным моделированием траектории полета вокруг Земли вусловияхдействиясолнечногоизлученияисопротивленияатмосферы, и реальной траекторией [29].Несколько масштабнее была миссия Ikaros (Таблица 1).Таблица 1. Параметры КА IkarosПараметрФормаРазмерМассаКорпус центраКАЦилиндр(1,6м×0,8м)диаметр высота~55кгМембранапарусаКвадрат14×14 м~14кг +2кгмассы ввершинахОбщая масса КА:ДляМатериалАлюминий,карбон,стальПолиимид~ 307кгразвертываниямембранысолнечногопарусацилиндрическому телу КА была задана угловая скорость.
После этогоот центра отделились небольшие грузы, которые вытянули за собоймембрану. Фотография Ikaros в развернутом виде, а так же схема егоконструкции представлены на Рис. 4 (а) и (б) [21]. Этот солнечныйпарус состоит из четырех трапеций, соединенных между собойупрочненными полосами, способными выдержать центробежную силуна грузы (Рис. 4, (б), (7)) в вершинах массой по 2кг и всюповерхность. Мембрана паруса не контактирует с центром КА и13соединена через силовые элементы повышенной жесткости (4),дополнительно связанные прочными полотнами (5). В мембранусолнечного паруса так же были встроены элементы солнечныхбатарей, позволяющие генерировать почти 500Вт электроэнергии.Вставки (3) позволяли изменять характеристики поверхности сзеркального отражения на отражение рассеиванием. Это позволилополучить экспериментальные данные о влиянии этого эффекта намембрану, важные для последующих миссий.
Большим достижениемстало использование вставок (1), способных переходить в режимыпропускания и отражения солнечного света. Благодаря им можнобыло регулировать давление на различные участки вращающегосяпаруса и тем самым управлять ориентацией.20м1234567(а)(б)Рисунок 4. a) фотография развернутого солнечного паруса Ikaros, б) схема Ikaros1) – элементы для переключения с отражения на прозрачность для управленияориентацией 2) –солнечные батареи 3) – элементы для переключения сзеркального отражения на отражение рассеиванием 4) – элементы повышеннойжесткости 5) – соединительные ленты 6) – граница между трапециями паруса7) – грузы в вершинах14Послераскрытиябылаприблизительноустановленадействующая на Ikaros сила в 1,12×10-3Н.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
