Попов Александр Сергеевич

При развёртывании роторного солнечного паруса может потребоваться увеличить его угловую скорость (осуществить «дораскручивание»). Для этого к конструкции необходимо приложить момент сил (момент дораскручивания). Ввиду малой жёсткости бескаркасной конструкции это может привести к значительным перемещениям лопастей паруса относительно жёсткой части космического аппарата, вплоть до их наматывания на аппарат. В данной работе предложена математическая модель с двумя степенями свободы, позволяющая оценить динамику космического аппарата с роторным двухлопастным солнечным парусом при действии внешнего раскручивающего момента. Модель основана на уравнениях движения двухзвенного маятника в нелинейной постановке (первый маятник моделирует жёсткую часть космического аппарата, а второй – лопасти солнечного паруса). Модель позволяет определить допустимый момент исходя из ограничения на угол отклонения лопастей от стационарного положения. Разработано программное обеспечение для проведения расчётов; проанализировано влияние проектных параметров и характера приложения нагрузки (внезапность) на допустимый момент дораскручивания. 

На сегодняшний день все большую востребованность находят малые и сверхмалые космические аппараты. При небольшой стоимости запуска, на таком аппарате возможно провести полноценный научно-исследовательский эксперимент. Но отсутствие, на сегодняшний день, доступных и функциональных двигательных установок для малых космических аппаратов сильно сужает  возможности их использования. Для решения этой проблемы была предложена конструкция малогабаритного термоэлектрического реактивного двигателя, предназначенного для использования на малых космических аппаратах. Описан лабораторный эксперимент, подтверждающий работоспособность устройства и соответствие расчетной методике.