Стабилизация наноспутников при импульсном старте в атмосфере …
3
ющего высвобождения подпятника, плотно облегающего наноспут-
ник при выходе из канала рельсотрона. В головной части ведущего
устройства выполнены аэродинамические скосы для его раскрытия.
Помимо этого, в задней части ведущего устройства имеется поверх-
ность, плотно контактирующая с аэродинамической силовой юбкой
наноспутника, которая за счет динамики разгона осуществляет раз-
деление предварительно надрезанного ведущего устройства на эле-
менты в условиях космического пространства (рис. 3,
б
). При старте
наноспутника в атмосфере разделе-
ние ведущего устройства происхо-
дит за счет передних аэродинами-
ческих скосов при воздействии на
них набегающего потока (рис. 3,
а
).
Ведущее устройство выполнено де-
формируемым; необходимая сте-
пень осевой деформации достигает
максимума с выходом устройства за
срез канала, что обеспечивает до-
полнительную фиксацию и стаби-
лизацию метаемой сборки при ее
выходе [5, 9].
Параметры статической устойчивости наноспутника.
Аэро-
динамическая схема наноспутника приведена на рис. 4. Приняты
следующие основные параметры наноспутника: диаметр миделева
сечения
мид
d
60 мм; диаметр юбки
ю
d
120 мм; длина спутника
l
= 600 мм; длина головного конуса
г
X
120 мм; длина цилиндра
ц
X
450 мм.
Рис. 4.
Аэродинамическая схема наноспутника
При массе спутника
m
= 10 кг его средняя плотность составляет
6,3 г/см
3
.
Аэродинамические коэффициенты рассчитаны в соответствии с
линеаризованной теорией тонких тел вращения;
– угол атаки (в ра-
дианах). Согласно работам [9–11], коэффициент момента сил относи-
тельно носка тела
Рис. 3.
Разделение ведущего
устройства на элементы:
а
– в атмосфере;
б
– в вакууме
