Фото: Bryce Vickmark.Группа американских инженеров разработала специальные сверхкомпактные двигатели для наноспутников. Космические аппараты формата CubeSat, в виде кубика с ребром в десять сантиметров, получат собственные ионные двигатели для коррекции орбиты. Весь микродвигатель имеет размер с человеческий ноготь. Подробности приводит Phys.org, ссылаясь на пресс-релиз Массачусетского технологического института.
Согласно материалам, которые представлены на официальном сайте разработчиков, новый двигатель вместе со всем необходимым для его работы не займет больше трети внутреннего объема спутника. Инженеры утверждают, что их устройство обеспечит удельный импульс не менее 2000 секунд: это значит, что скорость истечения потока ионов составит как минимум 20 километров в секунду.
Подобный показатель ставит микродвигатель в один ряд с традиционными ионными двигателями, которые повсеместно применяются там, где экономичность важнее большой тяги (например, при межпланетных перелетах).
Рис. 1. Прототип спутника с четырьмя микродвигателям. Фото: Space Propulsion Laboratory. Наталья Брикнер, аспирант, с прототипом спутника CubeSat в минимальном размере (1U, один модуль 10х10х10 сантиметров).
Запас топлива (которое корректнее назвать реактивной массой, поскольку оно не вступает в химические реакции) хранится непосредственно внутри двигателя в жидком виде: через микроскопическое отверстие жидкость поступает наружу, где ее частицы ионизируются и ускоряются электрическим полем.
Рис. 2. Спутник на испытательном стенде. Фото: Space Propulsion Laboratory. На этой установке спутник подвешен при помощи магнитов. Вокруг него вакуум: имитируется пребывание на орбите.
Основным достоинством ионных двигателей считается экономичность. Так как ионы имеют скорость на порядок выше скорости истечения газов из ракетного двигателя, то для изменения скорости самого космического аппарата на заданную величину им требуется на порядок же меньше топлива. Недостатком ионных двигателей является очень маленькая тяга, которая не позволяет использовать их для взлета с Земли, а также при маневрах, требующих быстрого изменения траектории. На наноспутниках ионные двигатели смогут либо компенсировать потерю высоты из-за сопротивления атмосферы (МКС приходится регулярно поднимать при помощи двигателей на пристыкованных кораблях), либо обеспечат длительные межпланетные перелеты.
Рис. 3. Принципиальная схема микродвигателя. Рисунок: Space Propulsion Laboratory. Снизу рабочая среда в пористом материале, в середине поры, сверху ускоряющие электроды.
Наноспутниками называют космические аппараты особо малых размеров: широко распространенная платформа CubeSat состоит из модулей в виде куба с ребром в десять сантиметров. Модульная стандартизированная конструкция существенно снизила стоимость космических исследований, а запуск таких спутников производится, как правило, вместе с какой-то иной полезной нагрузкой. Другой метод – просто выкинуть спутник вручную с МКС или шаттла во время выхода в открытый космос.
www.nanonewsnet.ru
НОВОСИБИРСК, 11 мая. /ТАСС/. Ученые новосибирского Института прикладной и теоретической механики имени С. А. Христиановича Сибирского отделения РАН разработали прототип отечественного двигателя для наноспутников (малые спутники массой от 1 до 10 килограммов) на водном топливе, он позволяет экономить до трети полезного объема, сообщил в пятницу ТАСС один из разработчиков, научный сотрудник института Иван Тимофеев.
Наноспутники используют, в частности, для экологического мониторинга, астрономических наблюдений и тестирования различных космических технологий. Двигатель сибирских ученых удовлетворяет современному формату наноспутников CubeSat (Кубсат), который предусматривает габариты 10х10х10 сантиметров.
"В ближайшее время, может быть, в течение месяца, мы получим готовый прототип от предприятия, которое его сейчас изготавливает. Сейчас решаем вопрос, где и как его испытывать", - сказал Тимофеев.
Ученым предстоит провести серию наземных испытаний, а также испытания в космосе, после этого можно будет переходить к продажам. Ожидается, что предложение заинтересует как российских, так и иностранных компаний. Себестоимость двигателя пока не подсчитана, но она будет ниже, чем у зарубежных аналогов. Кроме того, двигатель сибирских ученых позволяет существенно экономить место в спутнике.
"По габаритам мы очень сильно выигрываем. Другие двигатели помещаются в сам спутник, то есть для их установки заказчику нужно многое поменять в конструкции, при этом они могут занимать треть всего спутника. Наш можно просто установить снаружи, как деталь Lego", - объяснил ученый.
Сибирским ученым также удалось решить вопрос безопасности - двигатель работает за счет испарения воды. Предыдущие модели разрабатывались на токсичных видах топлива. С повышением доступности наноспутников, их стали запускать небольшие компании и университеты, у которых нет разрешения на работу с опасными веществами. Поэтому новый стандарт предполагает использование нетоксичного топлива.
tass.ru
👁 135
Ученые новосибирского Института прикладной и теоретической механики имени С. А. Христиановича Сибирского отделения РАН разработали прототип отечественного двигателя для наноспутников (малые спутники массой от 1 до 10 килограммов) на водном топливе, он позволяет экономить до трети полезного объема, сообщил в пятницу ТАСС один из разработчиков, научный сотрудник института Иван Тимофеев.
Наноспутники используют, в частности, для экологического мониторинга, астрономических наблюдений и тестирования различных космических технологий. Двигатель сибирских ученых удовлетворяет современному формату наноспутников CubeSat (Кубсат), который предусматривает габариты 10х10х10 сантиметров.
“В ближайшее время, может быть, в течение месяца, мы получим готовый прототип от предприятия, которое его сейчас изготавливает. Сейчас решаем вопрос, где и как его испытывать”, – сказал Тимофеев.
Ученым предстоит провести серию наземных испытаний, а также испытания в космосе, после этого можно будет переходить к продажам. Ожидается, что предложение заинтересует как российских, так и иностранных компаний. Себестоимость двигателя пока не подсчитана, но она будет ниже, чем у зарубежных аналогов. Кроме того, двигатель сибирских ученых позволяет существенно экономить место в спутнике.
“По габаритам мы очень сильно выигрываем. Другие двигатели помещаются в сам спутник, то есть для их установки заказчику нужно многое поменять в конструкции, при этом они могут занимать треть всего спутника. Наш можно просто установить снаружи, как деталь Lego”, – объяснил ученый.
Сибирским ученым также удалось решить вопрос безопасности – двигатель работает за счет испарения воды. Предыдущие модели разрабатывались на токсичных видах топлива. С повышением доступности наноспутников, их стали запускать небольшие компании и университеты, у которых нет разрешения на работу с опасными веществами. Поэтому новый стандарт предполагает использование нетоксичного топлива.
Источник
aboutspacejornal.net
Проект новосибирских разработчиков Ивана Тимофеева и Владимира Анискина, придумавших проект передового двигателя для наноспутников, прошел отбор в крупнейший российский стартап-акселератор GenerationS по направлению ТехНет.
Наноспутники имеют массу от 1 до 10 кг и часто проектируются для работы в группе. Благодаря невысокой стоимости, наноспутники широко применяются в мире для отработки новейших технологий и программно-аппаратных решений, экологического мониторинга, исследования геофизических полей и астрономических наблюдений.
До сих пор в нашей стране двигатели для наноспутников не производили. Инновационная составляющая российской разработки - в особой конфигурации сопла, благодаря которой спутник будет работать эффективнее и дольше. Кроме того, сибирские ученые предложили вариант утилизации данного устройства после истечения срока службы.
- В космических агентствах Европы и Америки разрабатывается законопроект, согласно которому абсолютно все спутники, которые будут выводиться, должны оснащаться системой утилизации. Мы предлагаем решение, с помощью которого космические компании смогут продолжать вести бизнес в новых условиях, ― отмечает Иван Тимофеев.
Еще одной отличительной особенностью российской разработки являются ее сравнительно невысокая стоимость и простота сборки. Отечественный продукт будет стоить на 20-30 тысяч долларов дешевле зарубежных аналогов (50 тысяч долларов против 80 тысяч).
Планируется, что первые пуски спутников с новым двигателем пройдут через два-три года, когда появится возможность выделить для него место в ракете. Отдельный запуск для таких операций не подходит, так как он слишком дорогой, поэтому за раз компании предпочитают выводить по три-десять малых спутников.
- Сейчас на рынке появляется все больше частных компаний, которые хотят реализовывать концепцию «Интернета вещей». В их планы входит выпуск порядка двух сотен спутников, ― утверждает инженер.
Концепция «Интернета вещей», для развития которой, в том числе, используются наноспутники, лучше всего иллюстрируется шуткой «Не звони мне на холодильник, у меня от этого продукты портятся». Предполагается, что в будущем вещи сами будут обмениваться информацией и делать заказы без участия человека. У этой концепции есть много противников. Специалисты считают, что увеличившийся трафик будет нерационально поглощать электроэнергию, которая является ограниченным ресурсом. Кроме того, система тотальной компьютеризации всех бытовых приборов, будильников, кондиционеров и даже домашней аптечки создаст предпосылки для неограниченного вмешательства в жизнь человека со стороны корпораций, компьютерных мошенников и правительства.
vn.ru
Группа изобретений относится к космической технике. Способ запуска микро- и наноспутников заключается в том, что после установки запускаемого спутника с одноосным гироскопом на основании и после выбора с помощью электромеханической системы ориентации заданного направления производится раскрутка гироскопа и запуск аппарата. Электромеханическая часть микропроцессорной магнитоиндукционной системы запуска содержит механизмы поворота планшайбы запуска в азимутальном и зенитном направлениях, приводимые в действие шаговыми двигателями, управляемыми по командам микропроцессора. Для формирования механического импульса запуска служит соленоид, помещенный в рабочий зазор магнитной системы. Электромеханическая система также содержит электромагнит, фиксирующий спутник с установленным на его нижнем основании одноосным гироскопом. Микропроцессор системы запуска отключает электромагнит в момент отделения. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение управляемого запуска наноспутников и микроспутников с сохранением ориентации в пространстве относительно главной оси отделенного аппарата. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к космической технике, в частности к системам отделения от космических летательных аппаратов (КЛА), и может быть использовано для одновременного отделения как одного, так и группы наноспутников (НС).
На сегодняшний день для отделения НС используются устройства, работающие на основе пружинного толкателя (патент 2254265, МПК В64С 1/00, опубл. 20.06.2004 г.), либо на энергии сжатого газа, либо на основе пирозаряда.
Известно устройство, содержащее адаптируемую к ракете-носителю стойку и идентичные органы стыковки (патент 2156212, МПК B64G 1/22, опубл. 20.09.2000 г.). На каждом органе расположена система крепления и отделения наноспутника, а также электроразъемы, которые служат для электрической связи с ракетой-носителем спутников и органов стыковки. Снаружи стойки монтируются идентичные посадочные места. Органы стыковки могут быть установлены на любое число этих мест. Изобретение направлено на достижение унификации средств выведения спутников.
Известен адаптер для группового запуска наноспутников (патент 2260551, МПК B64G 1/64, опубл. 20.09.2005). Для обеспечения жесткости системы крепления и уменьшения массы спутники размещаются по оптимальной схеме на платформе.
В перечисленных патентах наноспутники отделяются от средства выведения с помощью индивидуальных автономных устройств, которые размещаются на местах установки при проведении наземных сборочно-монтажных работ. Повторное использование их не предусмотрено.
Известен также способ отделения НС от средства доставки с помощью магнитоиндукционной системы, содержащей индуктор, через соленоидальную катушку которого разряжается конденсатор (патент №2472679, МПК B64G 1/22, опубл. 20.01.2013). В данном способе индуктор и конденсаторы жестко закреплены на платформе средства доставки, запускаемый аппарат, основание которого должно быть выполнено из ферромагнитного материала, устанавливается на индуктор. Запуск производится следующим образом: конденсатор с помощью тиристорного ключа разряжается через индуктор, в материале основании запускаемого аппарата наводятся токи Фуко, таким образом, за счет взаимодействия магнитных полей индуктора и индуцированных полей в зоне основания наноспутника происходит отделение аппарата от средства доставки.
Недостатками данного способа устройства являются крайне малый коэффициент полезного действия, деформация или разрушение основания наноспутника, отсутствие возможности произвести запуск в заданном направлении, произвольное (хаотичное) движение наноспутника относительно его центра масс после отделения.
Наиболее близким к заявляемому устройству является устройство запуска с помощью магнитоиндукционного эжектора (патент №2551408 C1 RU, МПК B64G 1/64 опубл. 20.05.2015). На этом устройстве расположена система крепления и отделения наноспутника, а также электроразъемы, которые служат для электрической связи с ракетой-носителем спутников и органов стыковки. После определения направления ориентации средства доставки КЛА относительно данной планеты производится расчет параметров запуска группировки микроспутников. Эта процедура выполняется бортовым вычислительным комплексом средства доставки КЛА. Рассчитанные исходные данные передаются на микропроцессорную систему управления запуском, осуществляемую с помощью магнитоиндукционного эжектора (МИЭ). Микроспутник роботом манипулятором устанавливается на платформу запуска МИЭ. После установки и фиксации НС на планшайбе МИЭ с помощью электромеханических систем поворота задаются азимутальный и зенитный углы относительно ориентации средства доставки или относительно системы координат связанной с планетой. Для создания импульса электромагнитного поля в индукторах служат конденсаторы C1, C2, которые предварительно заряжаются от бортовой сети КЛА, а именно системы аккумулятор - солнечные панели. В исходный момент времени индукторы плотно прижаты друг к другу. В этот момент тиристоры Vs1, Vs2 открываются импульсами сформированными микропроцессором и через полевые транзисторы T1, T2 начинается разряд конденсаторов через индуктивности L1, L2, помещенные в броневые сердечники из ферромагнитного материала. Так как в исходный момент времени индукторы плотно прижаты друг к другу, а ток разряда достигает нескольких сотен ампер, то в замкнутом объеме индукторов можно запасти энергию в несколько джоулей, что обеспечивает коэффициент полезного действия в несколько десятков процентов.
К недостаткам этого магнитоиндукционного эжектора можно отнести:
- наличие вибрации наноспутника на стадии вывода ракеты-носителя на заданную орбиту, обусловленную собственными частотами системы прижимных и выпускных пружин контейнера и наноспутника;
- после отделения наноспутник может занимать произвольное положение в пространстве - вращательное, колебательное движение по траектории;
- относительно невысокая энергоемкость системы, позволяющая запускать наноспутники с небольшими начальными скоростями несмотря на высокий коэффициент полезного действия.
Задачей предлагаемого изобретения является улучшение энергомассовых характеристик, повышение энергии запуска, расширение функциональных возможностей устройства для запуска наноспутников с заданной скоростью и в заданном направлении в соответствии с выбранными зенитным и азимутальным углами, исключающее хаотичное движение по траектории.
Поставленная задача решается благодаря тому, что перед запуском каждого спутника на его основание устанавливается одноосный гироскоп, после чего платформа запуска с установленным аппаратом ориентируется в заданных зенитном и азимутальном направлениях с помощью соответствующих систем привода, управляемых микропроцессором, после чего производится раскрутка одноосного гироскопа до заданного значения момента импульса и затем с помощью импульсного магнитного поля, импульс силы которого оказывается приложенным к отделяемому аппарату, осуществляется его отделение от платформы магнитоиндукционной системы запуска.
Устройство на основе микропроцессорной магнитоиндукционной системы для осуществления данного способа содержит сильноточный соленоид, помещенный в рабочий зазор системы постоянных неодимовых магнитов и состоящий из набора кольцевых магнитов и соосно установленного неодимового цилиндрического магнита, заключенных в корпус, выполненный из магнитомягкого материала для экранирования электромагнитных помех, при этом соленоид подключен через электронный ключ к ждущему одновибратору, соединенному с микропроцессором, установленным на устройстве запуска, которое также соединено с формирователем токового импульса электронным ключом, состоящим из нескольких мощных полевых транзисторов, включенных параллельно друг другу, а также с блоком коррекции формы импульсов разряда от конденсаторной батареи.
Кроме того, устройство содержит электромагниты фиксации запускаемого аппарата, которые соединены с микропроцессором, расположенным в системе запуска.
Кроме того микропроцессор блока управления соединен через интерфейс с компьютером средства доставки и имеет свое постоянное запоминающее устройство, в котором хранится программное обеспечение процедур запуска, микропроцессор также соединен с преобразователем напряжения, который формирует напряжения для зарядки конденсаторной батареи и напряжение для питания сильноточной обмотки одноосного гироскопа, ждущим одновибратором и формирователями управляющих сигналов для шаговых двигателей ориентации.
Изобретение позволяет по сравнению с выбранным прототипом в несколько (десятков) раз увеличить кинетическую энергию отделяемого аппарата, наличие одноосного гироскопа, который раскручивается до заданного значения момента инерции на старте после выбора зенитного и азимутального углов, а после старта становится неотъемлемой частью НС, исключает хаотическое движение НС по траектории.
Техническая сущность и принцип действия заявляемого способа запуска микро- и наноспутников и устройства на основе микропроцессорной магнитоиндукционной системы для осуществления запуска поясняется следующими чертежами:
На фиг. 1 показана схема электромеханической магнитоиндукционной системы запуска микро- и наноспутников;
на фиг. 2 изображена блок схема электронного блока управления магнитоиндукционной системой запуска микро- и наноспутников.
Устройство электромеханической части магнитоиндукционной системы запуска микро- и наноспутников содержит: элемент корпуса средства доставки 1, фланец корпуса основания устройства 2, основание 3, шаговый двигатель 4, сектор ведомой шестерни механизма зенитной ориентации 5, подшипники 6, ограничители 7, корпус платформы 8, механизм привода азимутальной ориентации 9, корпус подшипников 10, фланец 11, корпус магнитного эжектора 12, магниты кольцевые 13, направляющую 14, посадочную планшайбу 15, электромагниты фиксации запускаемого аппарата 16, слаботочную обмотку одноосного гироскопа и магниты возбуждения тока 17, корпус гироскопа 18, демпферы 19, замки фиксации 20, ротор гироскопа 21, подшипник 22, конусные направляющие 23, основание запускаемого аппарата 24, балластное кольцо ротора гироскопа 25, сильноточную обмотку одноосного гироскопа и магниты возбуждения тока 26, ферромагнитные вставки, демпферы 27, направляющие 28, пружину 29, обмотку сильноточного соленоида 30, узел подшипника скольжения механизма ориентации в зенитном направлении 31, цилиндрический магнит 32, ось механизма зенитной ориентации 33, ось механизма азимутальной ориентации 34.
Электронный блок управления содержит следующие блоки и узлы (фиг. 2): блок аккумуляторов 35, преобразователь напряжения 36, конденсаторную батарею 37, ключ 38, выполненный на мощных полевых транзисторах, корректор импульсов запуска 39, соленоидальную катушку эжектора 40, ПЗУ 41, ждущий одновибратор 42, формирователь токовых импульсов запуска 43, микроконтроллер (микропроцессор) 44, формирователи сигналов управления шаговыми двигателями (ШД) 45, 46, драйверы шаговых двигателей 47, 48, интерфейс связи со средством доставки 49, шаговые двигатели 50, 51.
Электромеханическая часть микропроцессорной магнитоиндукционной системы запуска устанавливается на корпусе средства доставки с помощью фланца корпуса основания 2, в котором запрессовано основание 3, выполненное в виде пустотелого цилиндра. На основании закреплен корпус платформы 8, внутри которого расположены подшипники 6 с запрессованной в них осью механизма азимутальной ориентации 34. На эту ось 34 напрессованы: цилиндрический неодимовый магнит 32 и корпус магнитного эжектора 12 цилиндрической формы. Он выполнен из магнитомягкого материала для экранирования импульсных электромагнитных помех, возникающих при разряде конденсаторной батареи через сильноточный соленоид 30. Внутри корпуса 12 установлены кольцевые магниты, например, из неодима, их количество определяется энергией, необходимой для запуска отделяемого аппарата определенной массы. Таким образом, в области пространства между цилиндрическим и кольцевыми магнитами, которые сориентированы соосно, формируется почти однородное магнитное поле. Эта область пространства является рабочим зазором магнитоиндукционного эжектора. В рабочем зазоре, также соосно, размещается многослойный сильноточный соленоид 30, закрепленный на пустотелой направляющей 14, выполненной из немагнитного материала. Направляющая может перемещаться вдоль оси цилиндрического магнита, являющегося продолжением оси 34. Направляющая 14 и посадочная планшайба запуска 15 представляют собой одно целое. В посадочной планшайбе запрессована обмотка электромагнита фиксации 16 запускаемого аппарата, а для выполнения условия соосности отделяемого аппарата и системы запуска в посадочной планшайбе сделана конусная направляющая 23 и соответственно в основании одноосного гироскопа 18 - ее ответная часть. Для предотвращения резких ударов соленоида 30 о крышку корпуса 12 во время запуска между верхней крышкой корпуса 12 и соленоидом установлена демпфирующая пружина 29. На нижнюю часть корпуса 12 напрессована зазоровыбирающая ведомая шестерня, которая с ведущей шестерней и шаговым двигателем составляют механизм привода в азимутальном направлении 9. Через корпус платформы 8 проходит ось механизма зенитной ориентации 31, установленная в подшипник скольжения, на эту ось запрессован сектор ведомой шестерни механизма зенитной ориентации 5, который приводится во вращение ведущей шестерней, насаженной на вал шагового двигателя 4. Одноосный гироскоп состоит из корпуса 18, в котором размещены сильноточная обмотка 26 и слаботочная обмотка 17. В центре корпуса установлен подшипник качения 22, на внутреннее кольцо которого напрессован ротор гироскопа 21. Ротор гироскопа состоит из цилиндрического корпуса, на внешней поверхности которого закреплены постоянные магниты. Они в совокупности с сильноточной и слаботочной обмотками служат двигателями для его раскрутки. Внутри гироскопа установлено балластное кольцо 25, масса которого определяет его инерционные свойства. На нижнем основании гироскопа напрессованы кольца из ферромагнитного материала, которые в сочетании с соленоидальной обмоткой образуют электромагнит 16 для фиксации на планшайбе 15 запускаемого аппарата. Между гироскопом и посадочной планшайбой 15 установлены демпферы 27, которые закреплены на планшайбе, на ней же установлены направляющие 28, облегчающие манипулятору процесс установки отделяемого аппарата посадочную планшайбу. Механические замки фиксации 20 служат для жесткой стыковки НС с одноосным гироскопом. Между основанием НС 24 и одноосным гироскопом установлены демпферы 19, закрепляемые на корпусе гироскопа.
Электромеханическая часть микропроцессорной магнитоиндукционной системы запуска работает следующим образом. На посадочную планшайбу 15 устанавливаются одноосный гироскоп 18, который через фиксирующие электромагниты 16 связан с запускаемым аппаратом. Для точной фиксации относительно главной оси запускаемого аппарата служит конусная направляющая 23 на посадочной планшайбе 15 с соответствующей ответной частью в основании гироскопа 18. Фиксация отделяемого аппарата на посадочной планшайбе системы запуска осуществляется с помощью электромагнита фиксации 16, который состоит из соленоидальной обмотки, расположенной на планшайбе 15 и кольцевой вставки из ферромагнитного материала, запрессованной в основание одноосного гироскопа 18. Физически фиксация производится подачей постоянного напряжения на обмотку электромагнита 15 в течение интервала времени от момента установки НС на планшайбу до момента его отделения, этим процессом управляет микропроцессор. Далее с помощью шаговых электродвигателей и механизмов привода 4, 5, 9 по командам микропроцессора производится установка зенитного и азимутального углов относительно ориентации средства доставки, или относительно системы координат связанной с планетой, после этого осуществляется раскрутка гироскопа с помощью сильноточной обмотки 26, после достижения заданного момента импульса микропроцессор отключает обмотку 26. В течение интервала времени фиксации отделяемого аппарата на системе запуска, его ориентации в заданном направлении и раскрутки гироскопа, производится заряд конденсаторной батареи под управлением микропроцессора. Далее осуществляется разряд конденсаторов через обмотку сильноточного соленоида 30, в результате взаимодействия индуцированного импульсного магнитного поля в обмотке соленоида с постоянным магнитным полем, сформированным кольцевыми магнитами 13 и цилиндрическим магнитом 32, отделяемый аппарат получает механический импульс. В момент отделения отключается электромагнит фиксации 16 и НС с одноосным гироскопом отделяется от планшайбы 15. Для коррекции момента импульса вращательного движения микроконтроллер, установленный на НС, включает слаботочную обмотку одноосного гироскопа, компенсируя, таким образом, вращательное движение относительно главной оси отделенного аппарата.
Центральным узлом электронного блока является микроконтроллер (микропроцессор) 44 с внешним ПЗУ 41, в котором записаны программы управления. Микропроцессор 44 соединен с преобразователем напряжения 36, ждущим одновибратором 42, который связан с формирователем токовых импульсов 43, соединенным с управляющими затворами полевых транзисторов, образующих ключ 38, и с формирователями импульсов управления шаговыми двигателями 45, 46, а также с интерфейсом связи 49 с компьютером, установленным на средстве доставки. Формирователи сигналов управления шаговыми двигателями 45, 46 через драйверы 47, 48 соединены с шаговыми двигателями 50, 51. Преобразователь напряжения 36 соединен с конденсаторной батареей 37, которая через ключ 38, выполненный из параллельно включенных, мощных полевых транзисторов подключена к корректору фронтов импульсов запуска 39, который, в свою очередь, соединен с обмоткой сильноточного соленоида 40.
Электронный блок управления магнитоиндукционной системой запуска микро- и наноспутников работает следующим образом. После того как средство доставки заняло некоторое положение в пространстве, соответствующее возможности запуска наноспутников, с бортового компьютера поступает соответствующий сигнал и данные о пространственной ориентации через интерфейс 49 на микропроцессор 44. Микропроцессор, после того как робот манипулятор установит наноспутник и одноосный гироскоп на посадочную планшайбу системы запуска, выдает команды преобразователю напряжения 36 на начало зарядки конденсаторной батареи 37 от аккумулятора 35. Одновременно подключается обмотка электромагнита фиксации запускаемого аппарата. В это же время производится ориентация отделяемого аппарата с пристыкованным к нему гироскопом в заданных зенитном и азимутальном направлениях. Это осуществляется по соответствующим командам микропроцессора 44, который через формирователь сигналов управления в азимутальном направлении 45, драйвер шагового двигателя 47 заставляет ротор двигателя 50 повернуться на соответствующий угол, в результате чего с помощью механизма привода 9 запускаемый аппарат устанавливается под нужным азимутальным углом. Затем происходит разворот установочной планшайбы с закрепленными на ней одноосным гироскопом и отделяемым аппаратом в зенитном направлении. Это осуществляется по соответствующим командам микропроцессора через формирователь управляющих сигналов шагового двигателя в зенитном направлении 46, который через драйвер 48, разворачивает ось шагового двигателя 51 на необходимый угол. С помощью сектора ведомой шестерни 5 относительно оси механизма зенитной ориентации 33 система запуска устанавливается под заданным зенитным углом. Потом начинается раскрутка ротора гироскопа с помощью сильноточной обмотки в течение некоторого времени, задаваемого микропроцессором и определяемого необходимым моментом вращательного движения соответствующего стабильному положению главной оси НС на орбите после отделения. После того как заданное направление запуска выбрано и ротор одноосного гироскопа приобрел заданное число оборотов, микропроцессор 44 запускает ждущий одновибратор 42 и задает ему определенную длительность импульса, одновибратор в свою очередь включает формирователь токового импульса 43, который открывает параллельную сборку мощных полевых транзисторов ключа 38. Таким образом, осуществляется разряд конденсаторной батареи 37 через корректор импульсов 39, устраняющий высокочастотные помехи в разрядном импульсе, на соленоидальную катушку 40. Под действием импульса запуска сильноточная соленоидальная катушка в окружающем пространстве формирует магнитное поле, которое в результате взаимодействия с постоянным полем, сформированным неодимовыми кольцевым и цилиндрическим магнитами, сообщает отделяемому аппарату соответствующий механический импульс. Непосредственно перед отделением микропроцессор 44 выдает команду преобразователю напряжения 36, который отключает обмотку электромагнита фиксации запускаемого аппарата. Таким образом, данная система производит запуск отделяемого аппарата в заданном направлении с заданной скоростью, которая определяется величиной заряда снимаемого с конденсаторной батареи 37, длительностью импульса ждущего одновибратора 42.
Для запуска второго и последующих запусков наноспутников производятся последовательные циклы: заряд конденсаторной батареи, установка НС с одноосным гироскопом на планшайбу запуска, фиксация отделяемого аппарата с помощью электромагнита, ориентирование отделяемого аппарата в заданном направлении, разряд конденсаторной батареи через соленоид - запуск.
Энергия, запасаемая в конденсаторе и равная: 
, расходуется на создание магнитного поля в индуктивности 
, на нагрев контура 
, (0÷t1) - выбираемый интервал времени разряда. Кроме того, при движении соленоидальной катушки в магнитном поле в ней возбуждаются индукционные токи, ЭДС которых 
, уменьшающие основной ток разряда, что приводит к снижению КПД этой электромеханической системы. КПД магнитоиндукционной системы запуска, определяемый как отношение механической энергии, необходимой для запуска аппарата с заданной скоростью, к энергии, запасенной в конденсаторе, составляет порядка 6÷9%. Таким образом, исходя из условий запуска, например НС массой в 1 кг со скоростью 1 м/с в конденсаторе необходимо запасти не менее 50 Дж энергии, что можно обеспечить с помощью электролитического конденсатора 0.01 Ф × 100 В.
Силу, действующую на соленоид со стороны внешнего магнитного поля, можно оценить с помощью формулы:
F(t)=i(t)B0l,
где i(t) - результирующий ток через соленоид, напомним, что ток разряда складывается из двух токов: i(t)=iC(t)-ii(t), где ii(t) - индукционный в контуре, возникающий при движении соленоида, iC(t) - ток разряда конденсаторной батареи, B0 - суммарная индукция магнитного поля, создаваемого постоянными неодимовыми магнитами, l - длина провода соленоида находящегося в рабочем зазоре, l=nπD2, n - число витков, находящихся в рабочем зазоре, D2 - внешний диаметр катушки. Очевидно, что максимальная эффективность преобразования энергии магнитного поля в катушке в механическую энергию, при всех прочих равных условиях, определяется неравенством: n≤H/d, H - толщина магнитопроводов, образующих рабочий зазор, d - диаметр провода соленоида.
Возможность осуществления заявляемого изобретения показана следующим примером на выполненном макете.
Предлагаемое устройство было испытано на макете наноспутника массой 1 кг с габаритными размерами 100×100×100 мм.
В макетном варианте МИСЗ были использованы неодимовые магниты диаметром ⌀=9 мм и высотой hm=10 мм. Направляющая втулка 14, точнее ее часть, движущаяся в рабочем зазоре, в этом случае была выполнена из диэлектрика - стеклотекстолита, на ней был закреплен соленоид. Параметры соленоида - число витков, диаметр провода и т.д. - выбираются также исходя из энергетических соотношений и электрической прочности системы. Из этих соображений был рассчитан многослойный соленоид со следующими характеристиками: число витков N=84, число слоев - 10, индуктивность L - 48.43×10-6 Гн, внешний диаметр R2=27 мм, внутренний диаметр R1=11 мм, высота h=14 мм, активное сопротивление R=0.08 Ом, собственная частота ω0=1437 Гц, частота ω=1183 Гц, коэффициент затухания β=816, критическое сопротивление 0.14 Ом, диаметр провода ⌀=1 мм.
Полученная зависимость механической силы и ее интегральное значение для рассматриваемого случая оказалось равной: 
Дж. Этого вполне достаточно, чтобы запускать наноспутники массами от 1 кг до 3 кг со скоростями 1 м/с, …, 3 м/с. На тепловое излучение в данной системе расходуется в общей сложности за время разряда Δt=0÷0.0015 с порядка 4.36 Дж энергии, в то время как в механическую энергию за этот интервал времени преобразуется всего лишь 0.02 Дж.
1. Способ запуска микро- и наноспутников, включающий их размещение на платформе, при котором после отделения основной нагрузки на безопасное расстояние отделяют попутные наноспутники с помощью импульсного магнитного поля, отличающийся тем, что перед запуском каждого спутника на его основание устанавливается одноосный гироскоп, после чего платформа запуска с установленным аппаратом ориентируется в заданных зенитном и азимутальном направлениях с помощью соответствующих систем привода, управляемых микропроцессором, после чего производится раскрутка одноосного гироскопа до заданного значения момента импульса и затем с помощью импульсного магнитного поля, импульс силы которого оказывается приложенным к отделяемому аппарату, осуществляется его отделение от платформы магнитоиндукционной системы запуска.
2. Устройство на основе микропроцессорной магнитоиндукционной системы для осуществления запуска, содержащее магнитоиндукционный эжектор и блок управления с микропроцессором, отличающееся тем, что содержит сильноточный соленоид, помещенный в рабочий зазор системы постоянных неодимовых магнитов и состоящий из набора кольцевых магнитов и соосно установленного неодимового цилиндрического магнита, заключенных в корпус, выполненный из магнитомягкого материала для экранирования электромагнитных помех, при этом соленоид подключен через электронный ключ к ждущему одновибратору, соединенному с микропроцессором, установленным на устройстве запуска, которое также соединено с формирователем токового импульса электронным ключом, состоящим из нескольких мощных полевых транзисторов, включенных параллельно друг другу, а также с блоком коррекции формы импульсов разряда от конденсаторной батареи.
3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что содержит электромагниты фиксации запускаемого аппарата, которые соединены с микропроцессором, расположенным в системе запуска.
4. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что микропроцессор блока управления соединен через интерфейс с компьютером средства доставки и имеет свое постоянное запоминающее устройство, в котором хранится программное обеспечение процедур запуска, микропроцессор также соединен с преобразователем напряжения, который формирует напряжения для зарядки конденсаторной батареи и напряжение для питания сильноточной обмотки одноосного гироскопа, ждущим одновибратором и формирователями управляющих сигналов для шаговых двигателей ориентации.
www.findpatent.ru
Для прецизионного управления малыми космическими аппаратами массой около 1 кг требуется создать микродвигатели, производящие импульсы тяги на уровне 10 -9 Н·с.
Эта задача может быть успешно решена с использованием явления лазерной абляции (испарения под действием излучения) благодаря высокой стабильности и эффективности современных импульсных твердотельных лазеров. Короткая длительность лазерного импульса в сочетании с высокой плотностью энерговыделения на поверхности мишени позволяют генерировать плазменный сгусток микроскопического размера с высокой скоростью истечения плазмы и практически полным отсутствием капельной фракции.
Одна из проблем технической реализации этой идеи связана с мишенью, которая должна воспроизводить свою форму, несмотря на рассеивание рабочего вещества при абляции. Простое и эффективное решение этой проблемы было найдено в результате научно-технического сотрудничества ЦНИИ машиностроения и Института сильноточной электроники СО РАН (Новосибирск). Вместо ненадежной механической системы подачи рабочего вещества было предложено использовать капилляр, заполняемый жидкостью под действием силы поверхностного натяжения, - именно этот принцип лежит в основе керосиновой лампы
В эпоху миниатюризации спутников необходимы двигатели с высокой степенью воспроизводимости удельного импульса тяги, при этом требуемый минимальный импульс уменьшается так же стремительно, как и размеры спутников. Малые космические аппараты массой порядка 1 кг получили название наноспутников, так как для прецизионного управления ими требуются микродвигатели, производящие импульсы тяги на уровне 10-9 Н·с, что и является объяснением приставки «нано».
Задача по разработке микродвигателя для наноспутников может быть успешно решена с использованием явления лазерной абляции (испарения под действием излучения) благодаря высокой стабильности и эффективности современных импульсных твердотельных лазеров. Короткая длительность лазерного импульса в сочетании с высокой плотностью энерговыделения на поверхности мишени позволяют генерировать плазменный сгусток микроскопического размера с высокой скоростью истечения плазмы и практически полным отсутствием капельной фракции.
При этом одна из проблем технической реализации связана с мишенью, которая должна воспроизводить свою форму, несмотря на рассеивание рабочего вещества при абляции. Простое и эффективное решение этой проблемы было найдено в результате научно-технического сотрудничества ЦНИИ машиностроения и Института сильноточной электроники СО РАН. Вместо ненадежной механической системы подачи рабочего вещества в предлагаемом изобретении используется капилляр, заполняемый жидкостью под действием силы поверхностного натяжения, – тот же принцип лежит в основе керосиновой лампы
В основе лазерно-плазменного двигателя лежит явление светоабляционного давления, впервые описанное Г. А. Аскарьяном и Е. М. Морозом в 1962 г. Давление в плазме, создаваемой при лазерной абляции, приводит к высоким скоростям истечения вещества. Использование данного явления в космической технике с целью преобразования энергии лазерного излучения в кинетическую энергию (механический импульс) представляется очевидным шагом, поэтому логично было бы предположить, что пальма первенства в технических разработках также принадлежит советской науке.
Абляция – удаление вещества с поверхности твердого тела потоком горячих газов, обтекающим эту поверхность, что происходит в результате эрозии, расплавления, сублимации. Лазерная абляция – метод удаления макроскопического количества материала под действием импульсного лазерного излучения. Вещество испаряется или сублимируется в виде как свободных молекул и атомов, так и ионов, то есть над облучаемой поверхностью образуется плазма. При низкой мощности лазера она обычно темная (не светящаяся)
Тем не менее, первый лазерно-плазменный двигатель был запатентован в США в 1968 г. А. С. Гилмором и Ф. А. Гиори. Возможно, причина потери приоритета кроется в закрытости данной тематики в СССР. Однако нельзя исключать и тот факт, что усилия советских ученых были направлены на достижение рекордных значений параметров удельного импульса тяги (которые бы превышали величину тяги существующих реактивных двигателей), чего не могли обеспечить оптические квантовые генераторы 1960-х гг. из-за своих больших размеров.
В 1970-х и 1980-х гг. дальнейшее развитие технической мысли в совершенствовании лазерно-плазменных двигателей носило характер умозрительных конструкций, лишенных возможности скорого практического применения. Но разве не так же рождались в Калуге идеи многоступенчатых ракет, орбитальных космических станций и межпланетных полетов?
Ситуация изменилась в 1990-х гг., когда были разработаны высокоэффективные лазерные светодиоды, позволившие в дальнейшем создать твердотельные лазеры с эффективностью 40—60 % преобразования электрической энергии в энергию излучения. Данное обстоятельство сделало идею лазерно-плазменного двигателя настолько близкой к реализации, что широкое его применение в скором времени на околоземной орбите не вызывает сомнений.
Использование лазерно-плазменного двигателя особенно привлекательно в качестве системы управления ориентацией малых (размером с яблоко и меньше) космических аппаратов. При этом для работы микродвигателя достаточно единственного лазера с разводкой лазерного излучения к мишенно-сопловым узлам с помощью элементов волоконной оптики. Такая конструкция позволяет существенно снизить весогабаритные и энергетические характеристики двигательной установки спутника.
Мишенно-сопловый узел является вторым по значимости (после лазера) элементом лазерно-плазменного двигателя, поскольку именно он содержит рабочее вещество, истечение которого обеспечивает передачу механического импульса космическому аппарату вследствие реактивной тяги. Оно должно иметь достаточно низкую теплоту сублимации и минимальную глубину проникновения излучения вглубь, чтобы приводить к поверхностному перегреву и как можно более высокой скорости истечения. В качестве такого рабочего материала в настоящее время, как правило, используется полупрозрачный пластик либо прозрачная пластиковая лента с нанесенным на нее непрозрачным слоем.
В результате испарения вещества форма мишени меняется, что приводит к необходимости ее перемещения для воспроизводства условий в зоне абляции и поддержания стабильности вектора тяги от последовательных импульсов лазерного излучения. Довольно простым решением для восстановления формы и прочих свойств мишени является устройство, напоминающее лентопротяжный механизм магнитофона, в котором лента играет роль рабочего тела.
Несмотря на кажущуюся простоту, система механического перемещения рабочего вещества в зону абляции недостаточно надежна при многолетней эксплуатации спутника в условиях космоса вследствие ряда недостатков, присущих твердотельным мишеням. Проблема состоит в том, что приходится перемещать тело, значительно превышающее по массе долю используемого рабочего вещества. Но любое механическое движение внутри спутника приводит к изменению, пусть даже малому, ориентации спутника.
Кроме того, система подачи подразумевает некоторое натяжение ленты (либо жесткую фиксацию мишени, если она представляет собой массивное тело). Однако в условиях радиационной нагрузки, вакуума, колебаний температуры в широких пределах неминуемо будет происходить деградация пластика, выражающаяся в его деформации и ухудшении механических характеристик. Да и само по себе перемещение подразумевает наличие электропривода на каждом из мишенно-сопловых узлов спутника. Все эти факторы, вместе взятые, приводят к слишком большой вероятности отказа узла, в результате чего будет потеряно управление ориентацией спутника в пространстве.
Многие вышеперечисленные проблемы могут быть решены путем использования жидкости в качестве рабочего вещества лазерно-плазменного двигателя. Есть способы, с помощью которых жидкость можно относительно легко подавать в зону абляции. При этом нет необходимости в использовании носителя для ее перемещения, что означает полное использование рабочего материала и экономию массы.
Однако жидкость как рабочее вещество не лишена недостатков. Главным из них является ее расплескивание и, как результат, эмиссия капель в окружающее пространство. В силу особенностей процесса эти капли разлетаются в радиальных направлениях, не давая полезного вклада в тягу. Кроме того, из-за существенно большей по сравнению с отдельными ионами массы капли имеют скорость намного ниже и поэтому представляют собой источник нежелательного загрязнения корпуса спутника.
До сих пор в качестве рабочего вещества использовались лишь органические жидкости, большинство из которых характеризуется заметной величиной давления насыщенных паров в вакууме, особенно при нагреве выше 100 °C. Это приводит к потерям массы за счет испарения жидкости даже без всякого воздействия излучения лазера.
Все перечисленные выше проблемы жидкого рабочего тела могут быть решены путем использования жидкого металла в сочетании с коротким (не превышающей нескольких наносекунд) импульсом лазерного излучения. Сравнительно высокая плотность жидкого металла (более 3 г/см-3). Резервуар, в котором содержится рабочая жидкость, герметичен и вначале полностью заполнен. На орбите по мере ее расходования в резервуаре образуется вакуумная полость, но в условиях космического вакуума извне она не мешает капиллярным силам поддерживать форму мениска. Испытания мишенно-соплового узла, проведенные на экспериментальном стенде в лабораторном вакууме (в диапазоне давлений 10-5—10-6 Па), продемонстрировали высокую стабильность абляционного факела в течение длительного срока, ограниченного лишь запасом жидкости в резервуаре. В условиях невесомости, когда гравитация не деформирует мениски, ожидается еще большая стабильность.
При этом термостатирование аппарата необязательно, и вполне допустимо затвердевание рабочего вещества, поскольку жидкая фаза металла требуется только для подачи вещества к зоне абляции, а не для работы двигателя. При включении лазера капилляр, а через некоторое время и резервуар, оттают.
Эффективность преобразования энергии излучения в механический импульс связана с состоянием вещества в факеле. Скорость заряженных частиц плазменной компоненты составляет десятки км/с, а электронейтральных частиц паровой компоненты примерно на порядок ниже. Поэтому одной из ближайших задач оценки эффективности мишени станет исследование соотношения нейтральной и ионной компонент в зависимости от условий процесса абляции.
Литература
Claude Phipps et. al., Journal of Propulsion and Power. V. 26. N. 4. P. 609—637 (2010).
«Laser Space Propulsion. Applications at two extremes of laser power». Ed. by Claude R. Phipps and James R. Luke. Springer Series in Optical Sciences, 2007. V. 129/2007.
Бупкин Ф. В., Прохоров А. М. «Использование лазерного источника энергии для создания реактивной тяги». УФН, 1976. Т. 119, Вып. 3. C. 425–446.
Работа выполняется при поддержке ФЦП «Научные и научно-педагогические кадры инновационной России» на 2009—2013 гг. в рамках госконтракта № 14.740.11.0317
: 6 Май 2011 , Космический урок русского , том 37, №1scfh.ru
Первый опытный образец нового ультракомпактного двигателя, который позволит маленьким спутникам путешествовать за пределы орбиты Земли, создали ученые из политехнической школы Лозанны (EPFL)
Цель микродвигателя - существенно уменьшать стоимость исследования космоса.
Сложно даже представить: долететь до Луны всего с четвертью литра топлива в баке. Но с созданием ионного микродвигателя MicroThrust ученые из EPFL и их европейские партнеры сделали это возможным и провозгласили начало новой эры бюджетного исследования космоса.
Готовый к работе двигатель весит всего несколько сотен граммов и предназначен для перемещения маленьких (1-100-килограммовых) спутников. MicroThrust способен доставить их с околоземной орбиты к Луне, к Марсу или в другое место назначения, на что обычно способны только большие дорогие космические корабли.
Недавно выпущенный опытный образец планируется апробировать на CleanSpace One - спутнике, который сейчас разрабатывается в EPFL для сбора космического мусора, а также на OLFAR - это серия голландских наноспутников, которые будут записывать ультранизкие радиочастотные сигналы на темной стороне Луны.
Ионный двигатель, разработанный в EPFL, расширит возможности наноспутников (фото gizmag.com)
Двигатель предназначен для спутников, размеры которых не превышают 10 x 10 x 10 см3, он очень компактен, но не менее эффективен. Прототип весит всего около 200 граммов, включая электронику и топливо.
Маленький «бак» для ионического жидкого топлива (фото gizmag.com)
«В настоящее время наноспутники привязаны к своим орбитам. Кроме того, что они не могут сдвинуться с места, их локации предопределяются большими аппаратами, которые доставляют их до орбиты как полезную нагрузку. Наша цель в том, чтобы сделать их самостоятельными и мобильными объектами исследования», - говорит Герберт Ша, координатор европейского проекта MicroThrust и директор Лаборатории микросистем для космических технологий EPFL.
Сегодня маленькие спутники – это приоритетные разработки для всех космических компаний, потому что их производство и запуск стоит относительно недорого – приблизительно полмиллиона долларов, по сравнению с обычными спутниками, на которые уходят сотни миллионов. Но проблема наноспутников в настоящее время в отсутствии эффективной двигательной установки, которая делала бы их действительно автономными для осуществления миссий исследования или наблюдения.
Двигатель, который не сжигает топливо
Вместо горючего топлива новый мини-двигатель использует «ионную» жидкость - химическое соединение EMI-BF4, которое обычно используется в качестве растворителя и электролита. EMI-BF4 состоит из электрически заряженных молекул (как обычная столовая соль) - ионов, а при температуре приблизительно от 18 до 25 градусов Цельсия этот состав представляет собой жидкость. Чтобы произвести толчок, ионы извлекаются за счет мощного электрического поля. И это принцип работы ионного двигателя: жидкость не сжигается, а «выталкивается».
Электрическое поле меняется каждую секунду, чтобы «выталкивать» как положительные, так и отрицательные ионы (фото gizmag.com)
В двигателе, разработанном EPFL, поток ионов испускается из большого количества крошечных кремниевых форсунок, которых более 1000 на квадратный сантиметр. Сначала в дело вступают каппилярные силы, которые продвигают жидкость от топливного резервуара к краям микрофорсунок. Затем ионы извлекаются электродом, ускоряются и отправляются в заднюю часть спутника. Каждую секунду полярность электрического поля полностью изменяется так, чтобы все ионы – положительные и отрицательные – непрерывно выталкивались.
Кремниевые форсунки, которые испускают ионы (фото gizmag.com)
Компания SystematIC Design, партнер проекта MicroThrust, разрабатывала электрическую систему двигателя. Подобная двигательная система требует высокого электрического напряжения, но возможности наноспутника ограничиваются несколькими маленькими солнечными батареями – это приблизительно четыре ватта мощности. Голландская компания смогла разработать систему, которая преодолела эту трудность.
Эксплуатационная скорость: 40 000 км в час
После шести месяцев ускорения MicroThrust скорость микроспутника увеличивается с 24 000 км/ч (скорость запуска) до 42 000 км/ч. Двигатель способен обеспечить совсем небольшое ускорение – он разгоняется до 100 км/ч за 77 часов. Но в космосе, где нет трения, которое препятствует движению, медленное, но устойчивое ускорение – это хорошее решение, тем более, учитывая, что для работы двигателя потребуется всего несколько сотен миллилитров топлива.
Ионный двигатель запустит CleanSpace One – наноспутник, цель которого в том, чтобы очистить околоземное космическое пространство от космического мусора: устройство захватывает мусор и переносит его в атмосферу Земли, где он будет быстро сжигаться. Согласно данным швейцарского Космического центра, CleanSpace One потребуется два-три месяца, чтобы достигнуть одного из его мест назначения.
Исследователи говорят, что потребуется около года, чтобы завершить работу над ионным двигателем. Опытный образец был разработан в контексте европейского проекта, управляемого EPFL, в нем принимали участие группы ученых из Великобритании, Голландии и Швеции.
www.km.ru
