Способ изменения траектории движения астероида


 


Владельцы патента RU 2551553:

Попов Александр Федорович (RU)

Изобретение относится к средствам и методам управления траекторией движения космических объектов, в частности астероидов. Способ заключается в том, что на поверхность астероида локально наносят по меньшей мере одно вещество в твердом или жидком состоянии. При сближении астероида с Солнцем данное вещество переходит в газообразное состояние. Выбрасываемые с поверхности астероида газы создают реактивную силу. Эта сила изменяет, в частности, орбиту возможного столкновения астероида с Землей на безопасную. Технический результат изобретения состоит в использовании для управления траекторией небесных тел, в частности астероидов, естественной энергии солнечных лучей.

 

Изобретение относится к сфере космических исследований и технологий и может быть использовано для изменения траектории движения астероидов, а также для создания и совершенствования космической техники, воздействующей на астероиды.

Задачей изобретения является использование естественного нагрева поверхности астероида солнечными лучами для изменения траектории его движения.

Указанная задача решена за счет того, что согласно заявленному способу изменения траектории движения астероида на поверхность астероида локально наносят по меньшей мере одно вещество в твердом или жидком состоянии, переходящее при сближении астероида с Солнцем в газообразное состояние.

Изобретение характеризуется следующим существенным отличительным признаком: локальным нанесением на поверхность астероида по меньшей мере одного вещества в твердом или жидком состоянии, переходящего при сближении астероида с Солнцем в газообразное состояние.

Указанный существенный отличительный признак позволяет использовать естественный нагрев поверхности астероида солнечными лучами для изменения траектории его движения.

При использовании способа вещество в твердом или жидком состоянии доставляют на поверхность астероида с помощью известных средств и методов космической техники в оболочке, раскрываемой после соприкосновения с поверхностью астероида. Доставку вещества на поверхность астероида производят, когда астероид находится на участке его орбиты, достаточно удаленном от Солнца для того, чтобы сохранять доставленное вещество в твердом или жидком состоянии вследствие низкой температуры поверхности астероида, слабо прогреваемой солнечными лучами. При перемещении астероида на участок его орбиты, близко расположенный к Солнцу, поверхность астероида с доставленным на нее веществом нагревается за счет прогрева солнечными лучами, благодаря чему доставленное вещество переходит из твердого или жидкого состояния в газообразное. Переход доставленного на астероид вещества в газообразное состояние создает реактивную силу, которая изменяет траекторию движения астероида. При этом астероид, например, изменяет орбиту, потенциально опасную в отношении столкновения с Землей, на безопасную.

Возможна доставка на поверхность астероида нескольких веществ, которые переходят в газообразное состояние на разных участках орбиты астероида вследствие различия температур перехода в газообразное состояние. В качестве доставляемых на поверхность астероида веществ используют, например, твердые или жидкие азот, кислород, аммиак, водород, метан, жидкий гелий, твердую двуокись углерода и/или другие вещества. Раскрывшаяся оболочка доставляемого вещества может использоваться в качестве реактивного сопла. Возможен вариант раскрывания оболочки при создании заданного давления переходящего в газообразное состояние доставленного вещества.

Локальное нанесение на поверхность астероида по меньшей мере одного вещества в твердом или жидком состоянии, переходящего при сближении астероида с Солнцем в газообразное состояние, за счет образования переходящим в газообразное состояние веществом реактивной струи, создающей реактивную силу, перемещающую астероид в сторону, противоположную истечению струи, позволяет изменять траекторию движения астероида путем использования естественного нагрева поверхности астероида солнечными лучами.

Способ изменения траектории движения астероида, характеризующийся тем, что на поверхность астероида локально наносят по меньшей мере одно вещество в твердом или жидком состоянии, переходящее при сближении астероида с Солнцем в газообразное состояние.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для защиты Земли от космических объектов (КО). Формируют линию воображаемой окружности на поверхности КО и равномерно по поверхности воображаемого купола, опирающегося на эту окружность, устанавливают группы зарядов, воздействуют на КО последовательно серией, согласованной с геометрическими размерами и плотностью КО, взрывов, отделяющихся от космических перехватчиков с системой управления, двигателями коррекции траектории полета, двигателями выравнивания скоростей и устройством наведения на цель, пространственно распределенных групп ядерных или термоядерных зарядов взрывчатых веществ с детонатором, жидкостью и дистанционным устройством одновременного подрыва всех зарядов группы в приповерхностных слоях метеоритно-кометного вещества, при этом в вершине воображаемого купола производят взрыв зарядов большей, или равной, или меньшей мощностей, а остальные взрывы производят зарядами равной мощности.
Изобретение относится к области модификации параметров космической среды и, в частности, атмосферы Марса. Оно может быть использовано для экспериментальной наземной отработки данной технологии в искусственно созданной среде.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для защиты Земли от опасных космических объектов (КО). Устройство космического аппарата (КА) с зарядом взрывчатого вещества для газодинамического воздействия на опасный КО содержит основной заряд взрывчатого вещества (ВВ), отсек с выпускаемыми блоками с дополнительным зарядом ВВ, систему управления, систему самонаведения, блоки движения и ориентации, систему детонации основного заряда ВВ, блок синхронизации времени, приемо-передающую аппаратуру связи с блоками с дополнительным зарядом ВВ и программой выпуска и построения блоков с дополнительными зарядами ВВ в формацию вокруг КА.

Изобретение относится к области исследования устройств на герметичность и может быть использовано для контроля герметичности корпуса космического аппарата (КА) и поиска места течи из его отсеков в условиях орбитального полета или в процессе вакуумных испытаний.

Изобретение относится к области маскировочных устройств для защиты космических объектов от обнаружения и распознавания. Техническое решение основано на формировании остаточным газом складной эластичной оболочки, снабженной цилиндрическими выступами различной длины, кратной половине длины волны в диапазоне волн зондирующей радиолокационной станции.
Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для защиты Земли от астероидов. В переднюю или боковую сторону каменного, или железобетонного, или металлического астероида запускают несколько ядерных или нейтронных зарядов мощностью, не нарушающей монолитность астероида, последним направляют ядерный, или нейтронный, или термоядерный заряд мощностью, достаточной для разрушения астероида.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано в будущем для перемещения населения Земли в более удаленное от Солнца место. Увеличение среднего радиуса орбиты Земли производят путем организации последовательности гравитационных маневров у Луны крупных объектов из пояса астероидов или пояса Койпера.

Изобретение относится к области испытаний ракетно-космической техники, может быть использовано для контроля герметичности корпуса космического аппарата и поиска места течи из отсеков космического аппарата в условиях орбитального полета или в процессе вакуумных испытаний и направлено на упрощение диагностики негерметичности корпуса космического аппарата, повышение ее точности и сокращение времени поиска места течи, что обеспечивается за счет того, что создают давление воздуха внутри корпуса космического аппарата и вывод о наличии локальной негерметичности делают с использованием чувствительной среды, в качестве чувствительной среды применяют индикаторные дискретные частицы, запускаемые с заданным шагом вдоль поверхности его корпуса и меняющие свои траектории под воздействием газового потока из течи, производят измерение отклонения положения мест ударов этих частиц о чувствительный экран-мишень, устанавливаемый под заданным углом для отражения их в ловушку, и регулируют чувствительность измерений изменением начальных скоростей индикаторных дискретных частиц и расстояния между источником, запускающим индикаторные дискретные частицы, и экраном-мишенью.

Изобретение относится к космической технике, в частности к средствам очистки околоземного пространства от мусора. .

Изобретение относится к строительству сооружений на небесных телах. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН). Ракетный криогенный разгонный блок (РБ), выполненный по тандемной схеме, содержит бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя (БО), проставку межбаковую, маршевый двигатель (МД) РБ, промежуточный отсек, систему пожаровзрывопредупреждения, средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры РБ, разделительную мембрану, сбрасываемый головной обтекатель (ГО) с окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны РБ, дополнительной теплоизоляцией зоны РБ, частью разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, межбаковой проставкой, сопряженной с межбаковой фермой для крепления БО с МД и сопряженной с верхней проставкой отделяемого промежуточного отсека с узлами соединения и разделения с РН и ГО.

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Группа изобретений относится к ионному двигателю (ИД) для космического аппарата и способу его эксплуатации. ИД (1) включает в себя ионизационную камеру (2) с высокочастотным генератором (4) ионизирующего электромагнитного поля.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к бакам для хранения компонентов ракетного топлива. Космическая пусковая установка содержит криогенный бак, содержащий оболочку, одну перегородку (ограничивающую верхний и нижний объём текучей среды) с центральным проёмом (связывающий верхний и нижний объём текучей среды), вентиляционный канал с корпусом, удерживающим барьером (стенка) или механическим ограничителем, и проходами в перегородке.

Изобретение относится к системе хранения криогенной жидкости, в частности, для двигательной установки космического аппарата. Система содержит по меньшей мере один резервуар (1А) для жидкости и внешнюю оболочку (1В), отделенную от резервуара (1А) вакуумным пространством.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения.

Изобретение относится к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления.

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус, реактивные двигатели, блок управления подачи, воспламенения и истечения топлива, блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел, блок симметричных изогнутых выхлопных труб с оконечностью.

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов. Предлагаемая ионная двигательная установка (ДУ) включает в себя источник рабочего тела, выполненный в виде системы хранения и подачи изотопа алюминия 27 с источником паров (ИП) данного изотопа.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разгона ракет-носителей (РН). Осуществляют на активном участке траектории разгон РН путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, производят постоянное удаление пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива во внешнее пространство в виде стружки или порошка, становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива. Изобретение позволяет увеличить скорость РН. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх