Искусственный спутник


 


Владельцы патента RU 2612312:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Юго-Западный государственный университет" (ЮЗГУ) (RU)

Изобретение относится к средствам управления движением космических аппаратов, а именно к электрическим (плазменным) ракетным двигателям для коррекции орбиты искусственного, преимущественно низкоорбитального спутника планеты с атмосферой. Ракетный двигатель небольшой мощности имеет в качестве рабочего тела проволоку из металла высокой плотности. Проволока размещена на внутренней поверхности корпуса спутника, обеспечивая вместе с его оболочкой необходимую жесткость конструкции на этапе выведения спутника. Техническим результатом изобретения является создание искусственного спутника с длительным сроком эксплуатации на орбите и оптимальными массовыми характеристиками. 2 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к области создания электрических двигателей в качестве корректирующего для искусственных спутников многолетнего использования, в том числе со снижением аэродинамических возмущающих действий в орбитальном полете.

Известен искусственный спутник (см. патент 2087387 МПК В64G 1/00, В64G 1/22, опубл. 20.08.1997), содержащий цилиндрический корпус с системой ориентации и стабилизации, экран с радиационными панелями и рабочими поверхностями, которые обеспечивают угол атаки набегающего потока менее 50°.

Недостатком является энергоемкость перевода искусственного спутника с одной орбиты на другую при длительной эксплуатации из-за отсутствия энергоэффективного корректирующего электрического двигателя периодического действия.

Известен электрический ракетный двигатель в качестве корректирующего для космического аппарата многолетнего использования (см. патент 2551140, МПК F03H 1/00, опубл. 20.05.2015. Бюл. №4), содержащий сверхзвуковые сопла, канал магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушку возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику ЭДС, при этом устройство снабжено импульсным высокочастотным источником напряжения, подключенным к дополнительной катушке, установленной на входе канала ускорителя, и диффузором с радиальными диэлектрическими ребрами, при этом катушка возбуждения магнитного поля подключена к источнику переменной ЭДС, причем он снабжен источником плазмообразующего вещества, который состоит из электродов с фиксатором положения твердого топлива в виде проволоки из металла с высокой плотностью, а также включает устройство подачи твердого топлива, состоящего из бобины с намотанной проволокой из металла высокой плотности и привода вращения бобины, а также направляющего приспособления для прямоточного перемещения твердого топлива в источник плазмообразующего вещества и импульсного источника напряжения.

Недостатком является увеличение общего веса космического аппарата и, соответственно, возрастания необходимого количества энергии на активной зоне запуска вследствие существенной весовой разницы между используемыми газообразным и твердым видами топлива.

Задачей предлагаемого изобретения является создание искусственного спутника, снабженного электрическим ракетным двигателем небольшой мощности как корректирующим при многолетнем использовании с твердым топливом в виде проволоки из металла высокой плотности, в котором проволока размещена на внутренней поверхности космического аппарата, что дополнительно обеспечивает необходимую жесткость конструкции цилиндрического корпуса, а это позволяет уменьшить его толщину, задаваемую прочностными параметрами периода активной зоны запуска. В результате обеспечивается оптимальный вес космического аппарата с электрическим ракетным двигателем при замене газообразного топлива на твердое топливо.

Технический результат достигается тем, что спутник содержит цилиндрический корпус с системой ориентации и стабилизации, управляемые панели солнечных батарей, экран с радиационными панелями и рабочими поверхностями, которые обеспечивают угол набегающего потока менее 50°, при этом снабжен электрическим ракетным двигателем, включающим сверхзвуковые сопла, канал магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушку возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику ЭДС, причем устройство снабжено импульсным высокочастотным источником напряжения, подключенным к дополнительной катушке, установленной на входе канала ускорителя, и диффузором с радиальными диэлектрическими ребрами, кроме того, катушка возбуждения магнитного поля подключена к источнику переменной ЭДС, причем он снабжен источником плазмообразующего вещества, который состоит из электродов с фиксатором положения твердого топлива в виде проволоки из металла с высокой плотностью, а также включает устройство подачи твердого топлива, состоящего из бобины с намотанной проволокой из металла высокой плотности и привода вращения бобины, а также направляющего приспособления для прямоточного перемещения твердого топлива в источнике плазмообразующего вещества и импульсного источника напряжения, при этом твердое топливо в виде проволоки размещено на внутренней поверхности цилиндрического корпуса, которая выполняет роль ее дополнительного жесткого конструкционного элемента, что повышает жесткость конструкции в активной зоне запуска искусственного спутника.

На фиг. 1 представлен общий вид искусственного спутника; на фиг. 2 – размещение электрического ракетного двигателя с твердым топливом из металла высокой плотности, расположенным на внутренней поверхности цилиндрического корпуса искусственного спутника.

Искусственный спутник содержит цилиндрический корпус 1 и систему ориентации и стабилизации 2, управляемые панели солнечных батарей 3, радиационные панели 4, системы поддержания теплового режима, экран 5, рабочие поверхности которого обеспечивают угол атаки менее 50°, что соответствует квазизеркальному отражению набегающего потока, электрический ракетный двигатель 6, который включает сверхзвуковые сопла 7, канал 8 магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода 9, катушку 10 возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику 11 переменной ЭДС, импульсный высокочастотный источник напряжения 12, подключенный к дополнительной катушке 13, установленной на входе в канал 8 магнитогидродинамического ускорителя. Двигатель также содержит диффузор 14 с радиальными диэлектрическими ребрами 15 и источник плазмообразующего вещества 16. Источник плазмообразующего вещества 16 состоит из электродов 17 с фиксатором положения 18 твердого топлива 19 в виде проволоки из металла с высокой плотностью, а также включает устройство подачи твердого топлива 20, состоящего из бобины 21 с намотанной проволокой из металла высокой плотности и привода 22 вращения бобины 21, а также направляющего приспособления 23 для прямоточного перемещения твердого топлива 19 в источник плазмообразующего вещества 16 и импульсного источника напряжения 24.

При этом твердое топливо 19 в виде проволоки из металла с высокой плотностью вынесено на внутренней поверхности 25 цилиндрического корпуса 1, что повышает жесткость конструкции искусственного спутника в активной зоне запуска космического аппарата.

Искусственный спутник работает следующим образом.

Размещение твердого топлива 19 в виде проволоки из металла с высокой плотностью электрического ракетного двигателя 6 на внутренней поверхности 25 цилиндрического корпуса 1, которая выполняет также роль жесткого конструкционного элемента корпуса, позволяет уменьшить его толщину с обеспечением нормативных параметров жесткости конструкции, что чрезвычайно важно при прохождении активной зоны запуска. В результате достигается снижение удельных энергозатрат (к полезной массе, выводимой на орбиту) на вывод искусственного спутника на орбиту. Формирование орбитальной структуры искусственного спутника и поддержание в течение достаточно длительных сроков ее динамической устойчивости осуществляется с помощью бортового корректирующего электрического ракетного двигателя 6, осуществляющего как формирование заданной орбиты, так и ее коррекцию.

Твердое топливо 19 в виде проволоки из металла с высокой плотностью сматывается с внутренней поверхности 25 цилиндрического корпуса 1 в устройство подачи 20 через бобину 21 при вращении привода 22, перемещается через направляющее устройство 17, где выпрямляется и прямоточно подается в источник плазмообразующего вещества 16, а при контакте с фиксатором положения 18 закрепляется на электродах 17. После этого включается система импульсного источника напряжения 24 и подается разряд между электродами 17, что способствует (вызывает) возникновению плазменных сгустков перед входом в сверхзвуковое сопло 7. Затем включается система, содержащая источник импульсного высокочастотного напряжения 12, который подключен к дополнительной катушке 13. Расход топлива определяется скоростью подачи проволоки, скважностью источника импульсного напряжения 24 и его мощностью.

Систему импульсного высокочастотного разряда 12 периодически включают с заданной временной скважностью, и каждое включение формирует в газовом потоке плазменный сгусток на входе канала 8 МГД ускорителя. Внешним источником переменной ЭДС создается переменный ток в катушке возбуждения 10, что порождает переменное во времени радиальное магнитное поле между полюсами коаксиального магнитопровода 9. Это генерирует вихревое электрическое поле азимутального направления. Под воздействием азимутального электрического и радиального магнитного полей из плазменных сгустков формируются самоподдерживающиеся азимутальные плазменные токовые витки (Т-слои), которые в свою очередь действуют на газовый поток как ускоряющие поршни. После канала МГД-ускорителя ускоренный поток попадает в расширяющийся канал-диффузор 14, в котором установлены радиальные диэлектрические ребра 15. Ребра обтекаются газовым потоком, но на них разрываются электрические цепи Т-слоев, что позволяет прервать электродинамическую стадию ускорения потока. В диффузоре 14, являющемся продолжением канала МГД-ускорителя, осуществляется дальнейшее ускорение газового потока за счет тепловой энергии, перешедшей из Т-слоев в поток.

По мере использования твердого топлива 19 для корректирующей работы электрического ракетного двигателя 6 проволока из металла высокой плотности сматывается с внутренней поверхности 25 цилиндрического корпуса 1, жесткость корпуса в результате этого доводится до значений, определяемых нормами безопасной эксплуатации на орбите, которые гораздо мягче по сравнению с условиями прохождения активной зоны запуска. При этом уменьшение общего веса искусственного спутника способствует увеличению полезной массы и снижению удельных энергозатрат (к полезной массе, выводимой на орбиту) электрического ракетного двигателя 6, увеличивая срок эксплуатации космического аппарата.

Оригинальность предлагаемого изобретения заключается в том, что топливо электрического ракетного двигателя в виде проволоки из металла с высокой плотностью, расположенной на внутренней поверхности цилиндрического корпуса, выполняет одновременно и роль жесткого конструкционного элемента корпуса спутника, что важно при прохождении спутником активной зоны вывода на орбиту. Такое техническое решение позволяет увеличить выводимую на орбиту полезную массу и снижает энергозатраты при длительной эксплуатации искусственного спутника с корректирующим электрическим ракетным двигателем.

Искусственный спутник, содержащий цилиндрический корпус с системой ориентации и стабилизации, управляемые панели солнечных батарей, экран с радиационными панелями и рабочими поверхностями, которые обеспечивают угол набегающего потока менее 50°, отличающийся тем, что снабжен электрическим ракетным двигателем, включающим сверхзвуковые сопла, канал магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушку возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику ЭДС, причем двигатель снабжен импульсным высокочастотным источником напряжения, подключенным к дополнительной катушке, установленной на входе канала ускорителя, и диффузором с радиальными диэлектрическими ребрами, кроме того, катушка возбуждения магнитного поля подключена к источнику переменной ЭДС, причем двигатель снабжен источником плазмообразующего вещества, который состоит из электродов с фиксатором положения твердого топлива в виде проволоки из металла с высокой плотностью, а также включает устройство подачи твердого топлива, состоящего из бобины с намотанной проволокой из металла высокой плотности и привода вращения бобины, а также направляющего приспособления для прямоточного перемещения твердого топлива в источнике плазмообразующего вещества и импульсного источника напряжения, при этом твердое топливо в виде проволоки размещено на внутренней поверхности цилиндрического корпуса, выполняя роль его дополнительного жесткого конструкционного элемента, что повышает жесткость всей конструкции на активном участке запуска искусственного спутника.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при испытаниях и эксплуатации ионных двигателей. Ионный двигатель снабжен устройством для защиты от дугового разряда, вызванного межэлектродным пробоем между эмиссионным и ускоряющим электродами ионно-оптической системы.

Изобретение относится к технике стационарных плазменных двигателей (СПД). В динамический имитатор СПД, содержащий имитатор поджигного промежутка, имитатор регулятора рабочего тела, содержащий резистивную токоограничивающую нагрузку, транзисторный узел, введены имитатор магнитной системы, содержащий катушки, имитатор нагревателя катода, подключенный к шине катода, имитатор броска пускового разрядного тока, подключенный между плюсовой шиной и шиной катода, силовой ключ с характеристикой тиристорного типа, датчик тока, своим входом подключенный между вторым выводом резистивной токоограничивающей нагрузки и плюсовой шиной, генератор, имитирующий напряжение колебаний разрядного тока и суммирующий усилитель, первый вход которого подключен к функциональному выходу имитатора регулятора расхода рабочего тела, второй вход подключен к выходу генератора, имитирующего напряжение колебаний тока разряда, третий вход подключен к выходу датчика тока, выход суммирующего усилителя подключен к управляющему входу транзисторного узла с регулируемой проводимостью, а шина катода подключена к минусовому входу динамического имитатора СПД через катушки имитатора магнитной системы.

Изобретение относится к миниатюрному плазменному двигателю, при этом согласно изобретению: производят возбуждение плазмы микроразрядом с полым катодом вблизи выхода и внутри средства инжекции газообразного рабочего тела, при этом указанное средство инжекции является магнитным и содержит заострение на своем выходном конце, электроны намагниченной плазмы приводят в циклотронное вращение на уровне выходного конца указанного средства инжекции.

Предлагаемое изобретение относится к области использования электроракетных двигательных установок в составе космического аппарата и предназначено для проведения испытаний ее на электромагнитную совместимость с информационными бортовыми системами, например на помехоустойчивость бортового вычислительного комплекса КА.

Электрическая двигательная установка содержит первый стационарный плазменный двигатель (111А), содержащий первый одиночный катод (140А), первый анод (125А) и первый газовый коллектор (121А, 141А), а также второй стационарный плазменный двигатель (111В), содержащий второй одиночный катод (140В), второй анод (125В) и второй газовый коллектор (121В, 141В).

Изобретение относится к области электроракетных двигателей (ЭРД). В ЭРД, содержащем разрядную камеру с соплом-анодом, трубопровод подачи рабочего тела, катод, обмотку электромагнитов, согласно изобретению на всей внутренней поверхности разрядной камеры в качестве зашиты от воздействия ионизирующего излучения высокотемпературной плазмы установлены фотоэлектрические и термоэлектрические преобразователи, вырабатывающие электродвижущую силу (ЭДС), причем термоэлектрические преобразователи расположены между корпусом разрядной камеры и фотоэлектрическими преобразователями.

Двигательная установка летательного аппарата, содержащая окружной газозаборный канал, расположенный между корпусом аппарата и обечайкой газозаборника, а также магнитную систему, наводящую в канале радиальное магнитное поле.

Изобретение относится к двигателям на эффекте Холла. Двигатель содержит резервуар (101) газа под высоким давлением, модуль (103) регулирования давления, устройство (105) управления расходом газа, канал ионизации, катод (40А, 40В), расположенный вблизи выпускного отверстия канала ионизации, анод, связанный с каналом ионизации, блок (110) электропитания, электрический фильтр (120) и катушки (31, 32) создания магнитного поля вокруг канала (21) ионизации.

Изобретение относится к области электрореактивных плазменных двигателей для ракетно-космической техники. Изобретение состоит из способа создания реактивной тяги с помощью «винтового» электромагнитного ускорителя плазмы и конструкции двигателя, реализующей его.

Изобретение относится к области электроракетных двигательных установок с электромагнитным ускорением плазмы. Электроракетная двигательная установка содержит энергетическую установку, систему хранения и подачи рабочего тела и электроракетный двигатель.

Изобретение относится к способам приведения в движение тел в различных средах, в т.ч. в космосе.

Группа изобретений относится к орбитальной заправке космических аппаратов (КА), например искусственных спутников. Система дозаправки содержит обслуживаемый (14) и обслуживающий (12) КА со средствами транспортировки топлива из баков КА (12) в баки КА (14).

Изобретение относится к космической технике и может использоваться для корректировки орбиты обитаемых космических аппаратов (КА). Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата включает твердополимерный электролизер воды, вход водородной полости которого гидравлически связан с герметичным резервуаром с водой, имеющим штуцер наддува, газожидкостной сепаратор, подключенный к выходу водородной полости электролизера и связанный с ее входом байпасной гидромагистралью, на которой установлен насос, баллон для хранения водорода и реактивный двигатель, соединенные пневмомагистралью с клапаном, а также управляемый источник тока, подключенный к электролизеру.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Изобретение относится к ракетным двигательным средствам для орбитальных маневров и/или спуска космических аппаратов (КА) на Землю. Предлагаемое устройство в значительной степени автономно и соединяется с КА перед его запуском.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат (ЛА) содержит жестко связанные корпус и цилиндр, размещенный в цилиндре поршень с выступом, а также два жестко связанных с корпусом стартовых реактивных двигателя и размещенные в конце цилиндра два амортизационных предохранительных упора.

Изобретение относится к двигательным средствам летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит вспомогательные реактивные двигатели, амортизатор и блок управления, сообщенный с амортизатором.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в полетах как в открытом космосе, так и в атмосфере. Летательный аппарат содержит два жестко связанных друг с другом реактивных двигателя, корпус и цилиндр.
Изобретение относится к космическим двигательным системам и может использоваться при создании в будущем орбитального заправочного комплекса (ОЗК). Способ включает доставку на ОЗК воды и получение из неё электролизом водорода и кислорода.
Изобретение относится к космическим двигательным системам и может использоваться при создании в будущем орбитального заправочного комплекса (ОЗК) или лунной базы.

Группа изобретений относится к управлению движением искусственных спутников с целью предотвращения их столкновений с фрагментами космического мусора. Бортовая система спутника определяет радиолокационными средствами вероятность таких столкновений со всех направлений внутри сфероида вокруг спутника.
Наверх