Электрический парус для приведения в движение космического летательного аппарата

Авторы патента:


Электрический парус для приведения в движение космического летательного аппарата
Электрический парус для приведения в движение космического летательного аппарата
Электрический парус для приведения в движение космического летательного аппарата
Электрический парус для приведения в движение космического летательного аппарата
Электрический парус для приведения в движение космического летательного аппарата
Электрический парус для приведения в движение космического летательного аппарата
Электрический парус для приведения в движение космического летательного аппарата
Электрический парус для приведения в движение космического летательного аппарата
Электрический парус для приведения в движение космического летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2451629:

ЯНХУНЕН Пекка (FI)

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и, более конкретно, к системам парусного типа, использующим солнечный ветер в качестве источника тяги. Электрический парус содержит множество вытянутых электропроводных компонентов (проволок) (102), развертываемых от корпуса (101) КА в радиальных направлениях с помощью вспомогательной двигательной (реактивной) системы. Эта система вращает корпус (101), создавая необходимую для развертывания центробежную силу. Корпус (101) снабжен генератором электрического потенциала, например электронной пушкой, подключенным к проволокам через управляемое электрическое соединение. Пушка испускает поток электронов (103), например, вдоль оси вращения КА. Электроны стекают из проволок (104) в корпус (101), так что проволоки приобретают положительный потенциал относительно окружающей плазмы. Это обеспечивает взаимодействие паруса с протонами солнечного ветра и создание необходимой тяги. Предусмотрена навигационная система, регулирующая через указанное управляемое электрическое соединение напряжение на проволоках. Это позволяет управлять величиной и направлением тяги электрического паруса, а также - движением самих проволок. Технический результат изобретений состоит в создании эффективного и практически приемлемого способа управления полетом КА и служащего для этого электрического паруса, легко развертываемого и управляемого, а также устойчивого к воздействию микрометеоритов и других факторов космического полета. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к технологии сообщения движения космическому аппарату. Более конкретно, изобретение относится к технологии использования солнечного ветра в качестве источника тяги.

Уровень техники

Система приведения в движение (пропульсивная система) является подсистемой космического летательного аппарата (далее - космический аппарат), назначение которой состоит в придании космическому аппарату движения, отличного от его свободного кеплеровского движения. Кеплеровское движение обусловлено гравитационным полем тел Солнечной системы. В число показателей качества пропульсивной системы входят относительная масса полезного груза и значение ΔV (приращения скорости), которое способна обеспечить пропульсивная система. Чем больше значения обоих показателей, тем лучше. Относительная масса полезного груза - это отношение массы полезной нагрузки к начальной массе (масса полезной нагрузки плюс начальная масса пропульсивной системы) космического аппарата. Значение ΔV соответствует интегралу негравитационного ускорения, обеспечиваемого пропульсивной системой, рассчитанному по времени работы этой системы.

Традиционные пропульсивные системы включают химические и электрические ракетные двигатели. При относительной массе полезного груза, равной 1/3, лучшее двухкомпонентное химическое ракетное топливо (жидкий водород плюс жидкий кислород) обеспечивает ΔV около 1 а.е./год, где а.е. - астрономическая единица, составляющая около 150 миллионов километров. Возможны и более высокие значения ΔV, но при экспоненциально падающей относительной массе полезного груза. Для электрических пропульсивных систем постоянного значения ΔV не существует, но типичные значения для осуществленных миссий составляют 2-4 а.е./год. Для ряда задач, например для достижения целей на границах Солнечной системы, такие значения ΔV недостаточны. Хотя за счет снижения относительной массы полезного груза до минимума значения ΔV могут быть несколько увеличены, для фиксированной массы полезного груза это означает экспоненциальный рост начальной массы и соответствующий рост стоимости миссии.

Существуют альтернативные варианты создания тягового усилия, преимуществом которых является использование явлений, естественным образом происходящих в космосе. Так, солнечный парус - это тонкая мембрана в виде большого полотна (листа), развертываемого космическим аппаратом после выхода за пределы земной атмосферы. Непрерывный поток излучаемых Солнцем фотонов ударяет в парус, сообщая ему момент движения. Магнитный парус состоит из одной или более петель большого размера из проволоки (предпочтительно сверхпроводящей), через которую (которые) пропускается электрический ток для создания магнитного поля. Это поле динамически взаимодействует с солнечным ветром и генерирует тяговое усилие. Магнитный парус известен из публикации R.M.Zubrin, D.G.Andrews. Magnetic sails and interplanetary travel, "Journal of Spacecraft and Rockets", Vol.28, No.2, pp.197-203, 1991.

Идея использования солнечного ветра для генерирования тяги известна также из публикации Р. Janhunen. Electric Sail for Spacecraft Propulsion, "Journal of Propulsion and Power", Vol.20, No.4, pp.763-764, 2004, содержание которой включено в данное описание посредством ссылки. Солнечный ветер - это непрерывный поток заряженных частиц, в основном высокоэнергетичных электронов и протонов, постоянно испускаемых Солнцем практически во всех радиальных направлениях. Электрический парус представляет собой проводящую электричество систему, которая находится под потенциалом, положительным по отношению к плазме солнечного ветра. В отличие от солнечного паруса, который генерирует момент движения, используя электромагнитное излучение Солнца, а не солнечный ветер, электрический парус не должен представлять собой непрерывное полотно. В вышеупомянутой публикации описан пример электрического паруса в виде проволочной сетки с шагом, меньшим или равным так называемому дебаевскому радиусу для плазмы, являющемуся мерой расстояния, на которое распространяется действие отдельного заряда.

Хотя, как это упомянуто выше, применимость электрического паруса для сообщения движения космическому аппарату уже была показана теоретически, не существует практических решений, пригодных для воплощения данного принципа в реальных космических миссиях.

Раскрытие изобретения

Задача, на решение которой направлено изобретение, состоит в создании электрического паруса, пригодного для практического осуществления. Другая задача заключается в создании пропульсивной подсистемы космического аппарата, которая обеспечивает легкое и надежное развертывание электрического паруса. Дальнейшей задачей является создание способа и системы, обеспечивающих возможность управления космическим аппаратом, приводимым в движение электрическим парусом, Еще одна задача состоит в создании системы на основе электрического паруса, устойчивой по отношению к микрометеоритам и к другим опасностям, возникающим в космосе.

Решение поставленных задач обеспечено созданием электрического паруса, содержащего множество вытянутых в радиальных направлениях многожильных проволок, удерживаемых в натянутом состоянии центробежной силой.

Система для сообщения движения космическому аппарату согласно изобретению содержит:

- множество вытянутых электропроводных компонентов, выполненных с возможностью развертывания от корпуса космического аппарата в соответствующих им радиальных направлениях,

- установленный на указанном корпусе генератор электрического потенциала, способный генерировать электрический потенциал,

- управляемое электрическое соединение между указанным генератором и вытянутыми электропроводными компонентами и

- вспомогательную пропульсивную систему, выполненную с возможностью вращать указанный корпус вокруг оси, перпендикулярной радиальным направлениям.

Изобретение относится также к способу выведения космического аппарата из состояния свободного кеплеровского движения. Способ по изобретению включает:

- генерирование электрического потенциала на борту космического аппарата,

- управление переносом сгенерированного электрического потенциала на множество вытянутых электропроводных компонентов, развернутых от корпуса космического аппарата по соответствующим им радиальным направлениям, и

- приведение указанного корпуса во вращение вокруг оси, перпендикулярной радиальным направлениям, для создания центробежной силы, действующей на вытянутые электропроводные компоненты.

В изобретении используется тот факт, что для создания электрического паруса, в отличие от солнечного паруса, не требуется использовать сплошную мембрану; достаточной будет даже сравнительно редкая сетка. Кроме того, используется принцип центробежной силы, который подразумевает, что масса, прикрепленная к вращающемуся объекту и не находящаяся на оси вращения, будет создавать постоянную силу, направленную от центра в радиальном направлении. Развертывание с вращающегося космического аппарата множества проволок, обращенных в космическое пространство и ориентированных по радиальным направлениям, приведет к образованию вращающейся конфигурации типа "тележного колеса", в которой центробежная сила обеспечивает натяжение проволок, отходящих в радиальных направлениях.

Если проволоки электропроводны, им можно придать положительный потенциал относительно окружающей плазмы путем их электрического подсоединения к электронной пушке, находящейся на борту космического аппарата. Положительный потенциал проволок вызывает электростатическое (кулоновское) взаимодействие с протонами солнечного ветра. При этом происходит передача кинетической энергии от солнечного ветра проволокам и через них космическому аппарату. Перенос электронов из проволок на корпус космического аппарата и испускание электронов в космическое пространство с помощью электронной пушки обеспечивает противодействие влиянию электронов солнечного ветра, которые иначе нейтрализовали бы положительный потенциал. Если обеспечить управляемость скоростью, с которой электроны отводятся от каждой проволоки, становится возможным выполнение многих различных маневров.

Предпочтительные варианты изобретения раскрыты в зависимых пунктах формулы. Признаки, включенные в зависимые пункты, могут свободно комбинироваться друг с другом при отсутствии прямых ограничений на такое комбинирование. Варианты изобретения, приводимые в описании в качестве примеров, не должны рассматриваться как накладывающие какие-либо ограничения на объем прилагаемой формулы изобретения. Глагол "содержать" используется в контексте изобретения как не исключающий присутствия каких-то других, неназванных признаков.

Новые признаки, которые рассматриваются как характеризующие изобретение, приводятся, в основном, в формуле изобретения.

Краткое описание чертежей

Изобретение, в части как предлагаемой системы, так и способа, вместе со своими дополнительными задачами и преимуществами, станет более понятным из нижеследующего описания конкретных вариантов при его рассмотрении вместе с прилагаемыми чертежами, выполненными схематично и не в масштабе.

Фиг.1 иллюстрирует принцип электрического паруса, поддерживаемого центробежной силой.

Фиг.2а и 2b иллюстрируют некоторые аспекты развертывания проволочной конструкции.

На фиг.3 иллюстрируется принцип развертывания с использованием солнечного ветра.

Фиг.4 иллюстрирует некоторые конструктивные аспекты закрепления проволок.

Фиг.5а-5с иллюстрируют маневрирование с помощью электрического паруса.

На фиг.6 представлен пример функциональной блок-схемы космического аппарата, движение которому сообщается электрическим парусом.

Осуществление изобретения

Принципиальная конфигурация

На фиг.1 схематично иллюстрируется базовый принцип электрического паруса, состоящего только из радиально расходящихся проволок при отсутствии их соединения по периметру или иных связей между проволоками. В середине находится тело (корпус) 101 космического аппарата. От этого корпуса 101 радиально наружу расходится множество проволок, одной из которых является проволока 102. Вся система вращается вокруг оси вращения, перпендикулярной плоскости чертежа и проходящей через центр тяжести системы. Принимается, что этот центр совпадает с центром корпуса 101. Система находится в космосе. Это означает отсутствие какого-либо торможения, обусловленного окружающей средой, как это имеет место в земной атмосфере. С другой стороны, поскольку каждый нецентральный элемент системы, вращающийся с постоянной угловой скоростью, требует приложения к нему постоянной центростремительной силы, чтобы удержать его на круговой орбите, в результате указанного вращения все проволоки являются натянутыми и ориентированными точно в соответствующих радиальных направлениях.

Принимается также, что корпус 101 космического аппарата содержит электронную пушку 103 или иные подходящие средства для испускания в космическое пространство потока отрицательных зарядов (по существу, электронов). Этот поток может в принципе испускаться в любом направлении, например вдоль оси вращения космического аппарата. Испускание отрицательных зарядов приводит к тому, что корпус 101 приобретает положительный потенциал относительно окружающей плазмы. Если проволоки являются электропроводными и имеют электропроводное соединение с корпусом 101, электроны будут двигаться из проволок в корпус 101, как это показано для проволоки 104, так что проволоки также приобретут положительный потенциал. Суммарное электрическое поле космического аппарата, показанного на фиг.1, начнет напоминать поле положительно заряженного проводящего диска. С учетом типичной кинетической энергии протонов солнечного ветра минимальный полезный потенциал проволок составляет примерно 1 кВ, хотя желательными представляются более высокие значения, составляющие 8-20 кВ.

Солнечный ветер состоит из протонов и электронов, движущихся, по существу, радиально от Солнца с высокой скоростью, составляющей в типичном случае 400-800 км/с. Дисковидное электрическое поле космического аппарата отталкивает положительно заряженные протоны в соответствии с законом Кулона. Это означает, что протонная составляющая постоянного потока солнечного ветра толкает космический аппарат подобно тому, как в земной атмосфере обычный ветер толкал бы круглый лист непроницаемого для ветра материала. Электроны в составе солнечного ветра притягиваются положительным потенциалом проволок (и корпуса 101). Однако, поскольку момент количества движения электронов пренебрежимо мал по сравнению с аналогичным моментом протонов, единственный заметный эффект, создаваемый электронами, состоит в тенденции к возникновению электронного тока, нейтрализующего положительный потенциал. Эффективность устройства, генерирующего поток электронов, отходящий от космического аппарата, должна быть достаточно высокой, чтобы противодействовать нейтрализующему эффекту "собираемого" электронного тока.

Материал и конструкция проволок

Эксперименты и расчеты указывают, что индивидуальная тонкая одножильная проволока длиной 100 м просуществовала бы в космосе всего несколько месяцев до того, как она была бы разрезана микрометеоритом. Поэтому "проволоки", формирующие электрический парус, не могут быть одножильными; их конструкция должна повышать вероятность их выживания. Ранее для построения других космических объектов в рамках космической технологии были предложены различные приемлемые конструктивные принципы. Возможно, в частности, использование различных жгутов, многожильных проволок, тросов, веревок и фалов. Один возможный вариант, получивший наименование Hoytether, был описан в US 6286788 В1. Проволокам может быть также придан вид ленты. В контексте изобретения применяемый термин "проволока" охватывает любые удлиненные компоненты, поскольку предлагаемый принцип действия не исключает использования даже конструкций типа жестких стержней или балок. Однако выполнение легкой развертываемой структуры требуемых размеров из жестких элементов столкнулось бы с громадными трудностями.

Относительно высокий положительный потенциал и электропроводность проволоки означают, что если она состоит из отдельных нитей или компонентов, все они имеют один и тот же потенциал и взаимно отталкиваются. Следовательно, такие компоненты будут пространственно отделены друг от друга, что уменьшает риск того, что все они одновременно будут разрезаны микрометеоритом.

Материал проволоки должен иметь высокую прочность на разрыв (на растяжение), низкую плотность и высокую электропроводность. В качестве хороших вариантов могут рассматриваться стали и другие металлы и сплавы с высокой прочностью на разрыв. Проволока может также изготавливаться из композитного материала, например, иметь сердечник из углеволокна или арамидного волокна с поверхностной металлизацией или с иным электропроводным покрытием или металлический сердечник с волокнистым покрытием.

Проволока должна быть как можно более тонкой не только для уменьшения общей массы и требуемого пространства в космическом аппарате до развертывания электрического паруса, но и для того, чтобы сделать электронный ток, создаваемый электронами солнечного ветра, как можно более слабым. Электронный ток примерно пропорционален площади наружной поверхности проволок.

Длина проволок будет зависеть от многих факторов, включая общее их количество, массу космического аппарата, желательный уровень тягового усилия, расчетный радиус орбиты (например, расстояние до Солнца) и т.д. В качестве грубого приближения, длина проволок может составлять, например, 10 км. Предельная длина проволок определяется прочностью материала проволоки: каждый сегмент проволоки должен выдерживать (с определенным запасом прочности) центростремительную силу, которая создается остальной частью проволоки между данным сегментом и дальним концом проволоки. Естественно, можно применять проволоки, имеющие непостоянное поперечное сечение, чтобы их прочность на разрыв была убывающей функцией расстояния от корпуса космического аппарата в направлении их дальнего конца. Все проволоки необязательно должны иметь одинаковую длину.

Процедура развертывания

Первоначально проволоки или группы проволок хранятся смотанными на барабаны. На фиг.2а схематично изображен пример конфигурации с барабанами 201 на периферии, по существу, дисковидного корпуса 101 космического аппарата. Когда космический аппарат приводится во вращение, проволоки разматываются под действием центробежной силы. При некоторых свойствах проволок и значениях диаметра барабана размотанная проволока может иметь тенденцию к небольшому скручиванию. Если возникает опасность, что это явление может нарушить правильное течение первой стадии процесса, данная проблема может быть решена с помощью малой балластной массы 202 на конце проволоки. Достаточно, чтобы балластная масса 202 составляла только долю общей массы проволоки, так что ее влияние на структуру масс пропульсивной системы минимально.

Если разматывание происходит с постоянной скоростью, проволоки в процессе развертывания будут прямыми, но наклоненными по отношению к радиальному направлению. Значение угла наклона зависит от скорости вращения, скорости разматывания и расстояния по радиусу точки закрепления проволоки от центра вращения системы. Эта зависимость имеет вид sinψ=2v/Rω, где ψ - угол между проволокой и радиальным направлением, v - скорость разматывания проволоки, R - указанное расстояние по радиусу для точки закрепления, а ω - угловая скорость системы (см. фиг.2b, иллюстрирующую указанные параметры). Термин "система" относится к механической системе в целом, т.е. к корпусу 101 космического аппарата и к разматывающимся проволокам.

Суммарный момент количества движения системы в процессе развертывания стремится оставаться неизменным. Это означает, что угловая скорость системы в процессе разматывания проволок будет замедляться. Следовательно, развертывание должно начаться, когда космический аппарат вращается с относительно высокой скоростью (которая падает по мере разматывания, достигая приемлемого окончательного значения при завершении развертывания). Альтернативно, в процессе развертывания необходимо постоянно или дискретно прикладывать вращающий момент с целью увеличения момента количества движения. Естественный путь создания такого вращающего момента состоит в применении вспомогательной пропульсивной системы традиционного типа. Чтобы максимизировать вращающий момент, который равен произведению силы тяги на длину плеча, двигательные блоки 203 вспомогательной системы должны быть размещены как можно дальше от центра вращения системы, например на концах длинных стрел 204. Двигательными блоками 203 могут быть, например, небольшие химические ракеты, ракетные двигатели малой тяги со сбросом давления, ионные или плазменные двигатели или любые иные подходящие пропульсивные средства.

В примере по фиг.2а вспомогательная пропульсивная система содержит платформу 205 для двигателей, связанную с корпусом 101 космического аппарата посредством детали 206. В одном из вариантов деталь 206 установлена с возможностью вращения при управляемом взаимодействии с корпусом. В таком варианте двигательные блоки 203 используются для раскручивания вспомогательной пропульсивной системы, которая будет вращаться относительно корпуса 101, тогда как указанное управляемое взаимодействие обеспечит управляемую передачу момента количества движения от вращающейся вспомогательной пропульсивной системы корпусу 101.

По завершении фазы развертывания вспомогательная пропульсивная система и ее длинные стрелы 204 становятся ненужными, так что, при желании, они могут быть отсоединены (сброшены), чтобы повысить эффективность стадии движения под действием паруса. Если контроль длины проволок в процессе полета не используется, барабаны 201 также не нужны после того, как проволоки будут размотаны. Поэтому барабаны тоже могут входить в состав сбрасываемой системы. В таком случае должен иметься механизм отцепления проволок от барабанов с закреплением их на корпусе 101 космического аппарата. Скорость вращения космического аппарата с полностью развернутыми проволоками может составлять, например, один полный оборот каждые 5 минут (данное значение приведено только в качестве примера и не накладывает на изобретение никаких ограничений). Выбранная скорость вращения должна быть такой, чтобы с учетом ожидаемой максимальной скорости солнечного ветра и напряжения на проволоках, центробежная сила оставалась достаточно большой, чтобы удерживать проволоки от изгибания, превышающего заданное пороговое значение.

Помимо использования двигателей, увеличение момента количества движения системы можно осуществить, располагая ее ось вращения в фазе развертывания под углом или перпендикулярно к направлению солнечного ветра и поддерживая напряжение на проволоке на более высоком уровне, когда направление ее движения в процессе вращения совпадает с направлением солнечного ветра, чем когда она движется в обратном направлении, т.е. встречно относительно солнечного ветра. Данный принцип иллюстрируется фиг.3, на которой солнечный ветер 301 показан движущимся справа. Проволоки, изображенные сплошными линиями (подобно проволоке 102), получают более высокое напряжение, чем проволоки, изображенные штриховыми линиями (подобно проволоке 104). Когда часть требуемого момента количества движения получается от солнечного ветра, вспомогательная пропульсивная система может быть соответственно уменьшена.

На фиг.4 схематично суммируются некоторые конструктивные аспекты технологии развертывания и крепления проволок. В примере по фиг.4 к корпусу 101 космического аппарата сначала прикреплена платформа 205. Барабаны 201 для проволок закреплены на этой платформе посредством изолирующих фиксаторов 401. К корпусу 101 прикреплен держатель 402 проволоки, через который проводится проволока 102 при ее развертывании в космическом пространстве. На фиг.4 держатель 402 проволоки показан прикрепленным к корпусу 101 посредством изолирующего фиксатора 403 и связанным с управляемым потенциометром 404, формирующим единственную электрическую связь между проволокой 102 и корпусом 101 космического аппарата. Эта связь может быть использована для индивидуального управления напряжением на каждой проволоке. В нижней части фиг.4 показана проволока 102 в полностью развернутом положении, когда она удерживается только держателем 402 проволоки. Вспомогательная пропульсивная система и барабаны для проволок уже сброшены.

Обеспечение требуемого потенциала проволок и его поддержание

Чтобы удерживать проволоки под положительным потенциалом, необходимо формировать электрический ток, текущий от окружающей плазмы в космический аппарат. Естественным и хорошо известным решением данной задачи является испусканием электронов посредством электронной пушки. Электричество, необходимое для работы электронной пушки, может быть получено от солнечных батарей или от какого-либо иного бортового источника энергии. Применение солнечных батарей имеет то преимущество, что электронный ток, возникающий в проволоках и корпусе космического аппарата от окружающей плазмы солнечного ветра, пропорционален плотности данной плазмы солнечного ветра, которая, как известно, в среднем обратно пропорциональна расстоянию от Солнца. Мощность, генерируемая солнечными панелями, каким-то образом регулируется, чтобы отношение требуемой электрической мощности к максимальной мощности, которая может быть сгенерирована, оставалось примерно постоянным при любых расстояниях от Солнца. Если используется какой-то иной источник энергии с постоянной выходной мощностью (например радиотепловой генератор), большая часть его излучения не используется пропульсивной системой после удаления миссии от Солнца. В зависимости от характера миссии, это может быть как недостатком, так и достоинством.

Электронный ток отбирается от окружающей плазмы не только проволоками, но также самим космическим аппаратом и его компонентами (включая солнечные панели, если они имеются). Если бы компактный космический аппарат произвольной формы и реальных размеров находился бы в космосе без использования проволок, он бы сформировал вокруг себя потенциал с симметрией, близкой к сферической. Другими словами, он действовал бы аналогично сферическому зонду, введенному в плазму. Расчет возникающего при этом тока показывает, что космический аппарат собрал бы в этом случае столь значительный электронный ток, что удерживание его под значительным положительным потенциалом с помощью электронной пушки могло оказаться затруднительным. Однако, когда к системе добавляют положительно заряженные протяженные проволоки, ток, собираемый космическим аппаратом, кардинально уменьшается, поскольку профиль потенциала вокруг космического аппарата и проволок становится дисковидным. Электроны, приближающиеся к системе снаружи, притягиваются плоскостью, в которой находятся проволоки, практически в той же степени, что и корпусом космического аппарата. Будучи притянуты к данной плоскости, они с большей вероятностью пройдут сквозь нее, чем попадут на проволоку, поскольку проволоки очень тонкие. Следовательно, такая радиальная плоскость, содержащая проволоки и поддерживающаяся за счет центробежной силы, которая предлагается настоящим изобретением, автоматически решает возможную проблему слишком высокого электронного тока, отбираемого из плазмы.

Управление и навигация

На фиг.5а, 5b и 5с иллюстрируется использование электрического паруса для навигации. Космический аппарат движется по эллиптической околосолнечной орбите 501 в соответствии с кеплеровскими законами. Солнечный ветер 301 представляет собой в плоскости орбиты, по существу, ламинарный поток в направлении, перпендикулярном орбите. Космический аппарат вращается вокруг оси 502 вращения, которая в данном случае находится в плоскости орбиты. Принимается, что первоначально ось 502 вращения перпендикулярна орбите (см. фиг.5а); это означает, что дисковидный электрический парус обращен прямо к солнечному ветру 301. Пренебрегая сначала эффектом вращения, можно принять для фиг.5а, что космический аппарат использует потенциометры, связанные с индивидуальными проволоками, чтобы подавать напряжение только на проволоки, находящиеся на правой половине электрического паруса (если смотреть от Солнца). На фиг.5а эта ситуация иллюстрируется тем, что проволоки, на которые подается напряжение, изображены сплошной линией, а проволоки с отключенной подачей напряжения - штриховой линией. В результате солнечный ветер оказывает давление только на правую половину электрического паруса, и это создает момент вращения, стремящийся повернуть ось 502 вращения в направлении, показанном стрелкой 503.

Сила, которая пытается повернуть ось вращения вращающегося тела, взаимодействует с моментом количества движения тела, так что возникает результирующая сила, действующая в направлении, перпендикулярном исходной оси вращения и исходной силе. Это означает, что если требуется повернуть ось вращения космического аппарата, приводимого в движение электрическим парусом, за счет изменения потенциалов проволок, выбор моментов подключения нужно производить с учетом момента количества движения таким образом, чтобы формируемая результирующая сила была ориентирована в требуемом направлении. Еще одна модификация рассмотренной исходной грубой модели состоит в том, что потенциалы проволок должны не просто сниматься и прикладываться, но переходить к относительно низким и к относительно высоким значениям согласно хорошо продуманной модели. Использование только состояний "включено"-"выключено" приведет к слишком большим мгновенным изменениям усилий, действующих на проволоки.

Таким образом, как это было показано выше, чтобы удерживать электрический парус прямо обращенным к солнечному ветру, в большинстве миссий будет необходимо постоянно прикладывать к космическому аппарату некоторый момент вращения. Действительно, без приложения такого момента вращающийся космический аппарат будет стремиться к сохранению инерционной ориентации своей оси вращения. Примем, однако, что приложенный момент вращения переведет космический аппарат в положение относительно своей орбиты, показанное на фиг.5b. Теперь на все проволоки подается полное напряжение. В результате давление солнечного ветра приведет к результирующей силе 511. У этой силы имеется компонента, направленная вперед и ориентированная по касательной к орбите 501. Значит, эта сила увеличивает орбитальную скорость, т.е. заставляет космический аппарат отойти от Солнца. Суммарная величина тяги пропорциональна среднему напряжению на проволоках, которое, в свою очередь, зависит от мощности, расходуемой на работу электронной пушки.

Если бы в момент, показанный на фиг.5а, напряжение было приложено к другой половине проволок, космический аппарат повернулся бы относительно орбиты в положение, показанное на фиг.5с. Теперь результирующая сила 521 имела бы тангенциальную составляющую, ориентированную по орбите 501 назад, т.е. уменьшающую орбитальную скорость и заставляющую космический аппарат перейти на более низкую околосолнечную орбиту.

Поскольку напряжением на каждой проволоке можно управлять индивидуально, осцилляции в проволоках, обусловленные, например, динамическими пульсациями давления солнечного ветра, могут быть демпфированы соответствующими увеличениями и уменьшениями напряжения на проволоках. Система управления космического аппарата может обнаруживать подобные осцилляции посредством мониторинга, например, импедансов и натяжений проволок или, альтернативно, механического мониторинга направлений, в которых ориентированы проволоки, или с применением каких-либо соответствующих альтернативных средств.

Большая группа вытянутых в радиальных направлениях проволок, образующая электрический парус, является механически очень сложной конструкцией. Поскольку проволоки являются предельно длинными по сравнению с размерами корпуса космического аппарата, для каждой проволоки корпус является только точечной массой, приложенной к одному концу проволоки. По завершении начальной фазы развертывания вращение корпуса оказывает пренебрежимо малое влияние на скорость вращения проволок вокруг соответствующей оси. Некоторые проволоки в процессе своего вращения неизбежно будут иметь тенденцию ускорить или замедлить его, что приведет к взаимному касанию и спутыванию проволок.

Один из возможных путей предотвращения описанного эффекта может состоять в достаточно эффективном управлении потенциалами проволок. Наличие высокого электрического потенциала одного знака вызовет взаимное отталкивание проволок, и это отталкивание может, при необходимости, усиливаться или ослабляться путем управления потенциалами проволок. Другая возможность состоит в так называемом временном управлении длинами проволок. Это означает использование барабанов для проволок или других доступных средств для сматывания или увеличения длины проволок с аномальным поведением. Сматывание проволоки, т.е. уменьшение длины ее развернутой части, заставит оставшуюся часть проволоки увеличить свою угловую скорость в соответствии с принципом сохранения момента количества движения. Соответственно, выпускание дополнительного отрезка проволоки уменьшит ее угловую скорость. Введение описанного управления длиной проволоки в реальном времени, естественно, подразумевает, что барабаны для проволок не могут быть сброшены по завершении фазы развертывания.

Теоретически максимальное значение угла ψ между радиальным направлением наружу и направлением проволоки, вытянутой в космическое пространство от кромки корпуса космического аппарата (см. фиг.2b), составляет 90°, поскольку при больших значениях проволока начала бы наматываться на корпус космического аппарата и/или пришла бы в соприкосновение с начальной точкой смежной проволоки. На практике максимальное допустимое значение должно быть несколько меньшим 90°, чтобы проволока не оказалась в опасной близости к смежной проволоке у ее начальной точки. Желательно оснастить корпус дополнительными пропульсивными средствами, способными увеличивать и уменьшать его угловую скорость. В этом случае, усиливая или ослабляя вращение корпуса, можно удерживать каждую развернутую проволоку электрического паруса вдоль направления, по возможности, близкого к радиальному. Упомянутые дополнительные пропульсивные средства могут быть любыми известными двигателями, например химическими ракетами, ракетными двигателями малой тяги со сбросом давления, ионными или плазменными двигателями.

Системные факторы

На фиг.6 приведены некоторые из подсистем для варианта космического аппарата, использующего электрический парус в качестве двигателя. Основные функции управления возложены на компьютер 601 управления миссией. Система 602 управления навигацией (навигационная система) управляет механизмами 603 развертывания проволок, потенциометрами 604, управляющими напряжением на проволоках, и электронной пушкой 605, т.е. она задает усилие и направление тяги, обеспечиваемой электрическим парусом космического аппарата. Данная система 602 отвечает также за демпфирование осцилляции и за другие аспекты, непосредственно связанные с напряжениями на проволоках. Она содержит подсистемы 606 сенсоров, в том числе, например, акселерометры, солнечные датчики, детекторы сил, импедансов проволок и их направлений, а также электронный детектор для измерения потенциала корпуса космического аппарата относительно окружающей его плазмы.

Механизм 610 управления скоростью вращения служит для обеспечения начального момента количества движения, необходимого для запуска процесса развертывания проволок, и для увеличения этого момента по ходу процесса развертывания. Показаны также вспомогательный пропульсивный механизм 611, подсистема 612 измерения скорости вращения и сбрасывающий механизм 613, который (если он имеется) может быть использован для избавления от ненужной массы после того, как проволоки будут полностью развернуты.

Подсистема 621 питания (энергоснабжения) использует солнечные панели и/или другие источники энергии для обеспечения космического аппарата, включая его электронную пушку 605, энергией, необходимой для функционирования. Подсистема 622 связи обеспечивает возможность коммуникации под управлением с Земли. Космический аппарат может также нести различные подсистемы 623, составляющие полезный груз.

Космический аппарат, использующий при движении по орбите электрический парус в качестве главной пропульсивной системы, может быть применен для различных целей, включая орбитальные полеты вокруг Меркурия, Венеры или Солнца, миссии, связанные с быстрым пролетом мимо других объектов Солнечной системы, и даже межзвездные миссии за пределы Солнечной системы, где движущая сила создается уже не солнечным ветром, но межзвездными потоками заряженных частиц, скорость которых, однако, намного меньше, чем у солнечного ветра в пределах Солнечной системы. Электрический парус может быть применен и как средство торможения в миссии, в которой космический аппарат выводится за пределы Солнечной системы какими-то другими средствами, например солнечным парусом в сочетании с лазерным излучением.

Интересная возможность состоит также в помещении космического аппарата, движение которому сообщается электрическим парусом, в какую-либо точку, лежащую на оси Земля-Солнце. Предыдущие миссии подобного типа включали только помещение космического аппарата в так называемую точку Лагранжа, в которой сила притяжения Земли как раз достаточна для удержания космического аппарата на требуемой околосолнечной орбите, несмотря на его низкую скорость, которая иначе была бы недостаточна для заданного орбитального движения. Для солнечного ветра требуется всего один час, чтобы пройти от точки Лагранжа до магнитосферы Земли. Это означает, что космический аппарат, находящийся в этой точке для измерения возмущений солнечного ветра, не сможет предупреждать об изменениях солнечной активности с большим упреждением. Электрический парус мог бы позволить зонду солнечного ветра удерживаться в точке, выбранной таким образом, чтобы солнечному ветру требовалось, например, пять или шесть часов, чтобы дойти из нее до Земли. Это дало бы значительно больше времени для упреждающих действий по защите экипажей и оборудования на космических аппаратах, движущихся по околоземным орбитам, а также резко повысило бы точность предсказаний активности явлений типа северного сияния.

Описанные выше варианты были приведены только в качестве примеров и не ограничивают объем охраны изобретения, определяемый его формулой. Например, не является обязательным устранение любых поперечных связей между проволоками, хотя использование чисто радиальных проволок помогает максимально упростить процедуру развертывания. Потенциометры или другие управляемые связи между электронной пушкой и проволоками могут быть одинаковыми для группы проволок, а не индивидуализированными для каждой проволоки, т.е. управление потенциалом может производиться для группы проволок, а не для каждой отдельной проволоки. В качестве генератора потенциала на борту космического аппарата можно применить две или более электронных пушек. Корпус космического аппарата необязательно должен иметь форму диска, а электрический парус необязательно должен быть прикреплен к корпусу. Этот парус может находиться, например, на отдельном вращающемся компоненте, присоединенном к невращающемуся корпусу. Один космический аппарат может иметь два или более электрических парусов подобно тому, как некоторые вертолеты имеют два главных ротора.

1. Система для сообщения движения космическому аппарату, содержащая множество вытянутых электропроводных компонентов, выполненных с возможностью развертывания от корпуса космического аппарата в соответствующих им радиальных направлениях, установленный на указанном корпусе генератор электрического потенциала, способный генерировать электрический потенциал, управляемое электрическое соединение между указанным генератором и вытянутыми электропроводными компонентами и вспомогательную пропульсивную систему, выполненную с возможностью вращать указанный корпус вокруг оси, перпендикулярной радиальным направлениям, при этом по меньшей мере часть вытянутых электропроводных компонентов выполнена с возможностью приобретения и удерживания положительного электрического потенциала относительно плазмы, окружающей космический аппарат.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что каждый из множества вытянутых электропроводных компонентов выбран из группы, образованной: многожильной проволокой, жгутом, тросом, лентой, фалом.

3. Система по п.2, отличающаяся тем, что содержит множество барабанов для хранения вытянутых электропроводных компонентов до их развертывания.

4. Система по п.2, отличающаяся тем, что не содержит поперечных связей между смежными вытянутыми электропроводными компонентами.

5. Система по п.1, отличающаяся тем, что генератор электрического потенциала содержит электронную пушку, способную испускать электроны, направленные от указанного корпуса.

6. Система по п.1, отличающаяся тем, что управляемое электрическое соединение содержит индивидуальные управляемые электрические соединения между корпусом и каждым из вытянутых электропроводных компонентов.

7. Система по п.6, отличающаяся тем, что индивидуальные управляемые электрические соединения являются электрически управляемыми потенциометрами.

8. Система по п.1, отличающаяся тем, что содержит двигательные блоки, способные управляемым образом создавать момент количества движения вокруг указанной оси вращения.

9. Система по п.8, отличающаяся тем, что двигательные блоки установлены в отделяемой платформе.

10. Система по п.9, отличающаяся тем, что содержит механизмы для хранения вытянутых электропроводных компонентов до их развертывания, расположенные в указанной платформе.

11. Система по п.1, отличающаяся тем, что содержит навигационную систему, выполненную с возможностью осуществлять управление управляемым электрическим соединением с целью изменения ориентации космического аппарата по отношению к обтекающему его потоку заряженных частиц.

12. Система по п.1, отличающаяся тем, что содержит навигационную систему, выполненную с возможностью изменять управляемым образом длины развернутых вытянутых электропроводных компонентов.

13. Система по п.1, отличающаяся тем, что содержит датчики, способные детектировать механические осцилляции в вытянутых электропроводных компонентах, и систему управления, способную осуществлять управление управляемым электрическим соединением с целью демпфирования детектированных механических осцилляций.

14. Способ выведения космического аппарата из состояния свободного кеплеровского движения, включающий генерирование электрического потенциала на борту космического аппарата, управление переносом сгенерированного электрического потенциала на множество вытянутых электропроводных компонентов, развернутых от корпуса космического аппарата по соответствующим им радиальным направлениям, с удерживанием положительного электрического потенциала относительно плазмы, окружающей космический аппарат, по меньшей мере частью вытянутых электропроводных компонентов и приведение указанного корпуса во вращение вокруг оси, перпендикулярной указанным радиальным направлениям, для создания центробежной силы, действующей на вытянутые электропроводные компоненты.

15. Способ по п.14, отличающийся тем, что для создания момента вращения, модифицирующего характеристики вращения космического аппарата, часть вытянутых электропроводных компонентов удерживают под более высоким положительным потенциалом, когда направление их движения совпадает с направлением солнечного ветра, чем когда они движутся встречно относительно солнечного ветра, причем указанную ось вращения удерживают перпендикулярно потоку заряженных частиц, обтекающему космический аппарат, а для увеличения момента количества движения космического аппарата вокруг указанной оси вращения в указанную часть вытянутых электропроводных компонентов включают такие вытянутые электропроводные компоненты, которые в результате вращения космического аппарата вокруг указанной оси движутся в том же направлении, что и указанный поток заряженных частиц.

16. Способ по п.15, отличающийся тем, что указанные в п.15 операции осуществляют в фазе развертывания вытянутых электропроводных компонентов от корпуса космического аппарата с использованием при осуществлении развертывания центробежной силы, ассоциированной с указанным моментом количества движения.

17. Способ по п.14, отличающийся тем, что включает управляемое изменение длины индивидуальных вытянутых электропроводных компонентов после начального развертывания указанных компонентов для управляемого изменения угловых скоростей индивидуальных вытянутых электропроводных компонентов относительно указанной оси вращения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и касается полетов в высоких слоях атмосферы и в космосе. .

Изобретение относится к транспортным средствам и может быть использовано в двигательных (тяговых) системах для создания тяги объектов, в частности космических объектов в пространстве.

Ракета // 2443608
Изобретение относится к космонавтике. .

Ракета // 2443601
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройствам заправки (слива) окислителя ракетного разгонного блока. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в двигательной установке космического объекта, использующего криогенное топливо. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при полетах как в открытом космосе, так и в атмосфере. .

Ракета // 2438932
Изобретение относится к космонавтике. .

Ракета // 2437804
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к воздушно-космической технике
Изобретение относится к космическим транспортным системам, их энергообеспечению, способам доставки грузов в космос и организации грузообмена между космическими аппаратами

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов астронавтов в космос

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции дренажа криогенного компонента из криогенного бака разгонного ракетного блока

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при расчете энергетически оптимальных программ управления выведением первых ступеней ракет космического назначения (РКН) исходя из снижения влияния ограничений, обусловленных обеспечением падения отделяющихся частей (ОЧ) в существующие зоны отчуждения земель под поля падения ОЧ
Изобретение относится к контролю запуска маршевого двигателя (МД) разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту после отделения от ракеты-носителя (РН)

Изобретение относится к ракетной технике

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкциям многоступенчатых ракет-носителей (РН), состоящих из ракетных модулей (блоков) и предназначенных для выведения полезных грузов на различные околоземные орбиты как непосредственно, так и с помощью дополнительной верхней ступени - блока довыведения, составляющей вместе с полезным грузом головной блок РН

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя
Наверх