Ядерная энергетическая установка космического аппарата

Изобретение относится к энергетическому оборудованию космических аппаратов (КА). Установка содержит ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания (в виде стержневой рамы) из сложенного состояния в рабочее. Установка снабжена по меньшей мере одним термоэмиссионным источником электронов, излучающим в направлении ядерного реактора, и по меньшей мере одной парой соосных и противоположно направленных сопел, присоединенных к баллону со сжатым газом. Одно из сопел направлено в сторону ядерного реактора. Источник электронов ускоряет рекомбинацию ионов газа, «сдуваемого» соплом с ядерного реактора. Технический результат состоит в снижении влияния заряженных частиц газопылевого окружения КА на функционирование его бортовой аппаратуры. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и преимущественно может быть использовано в конструкциях космических аппаратов с ядерными энергетическими установками в качестве источников электроснабжения.

Одной из основных проблем при создании космических аппаратов с ядерными энергетическими установками является предотвращение влияния ионизирующего излучения ядерной энергетической установки на бортовую аппаратуру космического аппарата, осуществляемую за счет активации ядер атомов собственной внешней атмосферы образование радионуклидов, перемещающихся в область приборного отсека вокруг блока радиационной защиты, и, вследствие реакций расщепления радиоактивных ядер, сопровождающихся излучениями проникающей радиации, производящих негативное радиационное облучение электронного оборудования и конструкционных материалов.

Традиционно, снижение влияния ионизирующего излучения ядерной энергетической установки на бортовую аппаратуру космического аппарата обеспечивается за счет использования блока радиационной защиты, устанавливаемого между ядерным реактором и защищаемой конструкцией космического аппарата, а также такого устройства, которое позволяет после выведения аппарата на заданную орбиту отодвинуть ядерную энергетическую установку от приборного отсека с бортовой аппаратурой и другими чувствительными к радиации устройствами.

Так, например, известны ядерные энергетические установки космических аппаратов (SU 1828632 A3, 1996; RU 2058916 С1, 1996), которые в общей для них части содержат ядерный реактор, радиационную защиту, систему охлаждения и кабель-трос заданной длины, связывающий ядерную энергетическую установку с приборно-агрегатным отсеком космического аппарата.

Известны также ядерные энергетические установки космических аппаратов (RU 2141436 С1, 1999; RU 2225809 С2, 2004; RU 2461495 С1, 2012; RU 2507617 С1, 2014), которые в общей для них части содержат ядерный реактор, радиационную защиту, систему охлаждения и систему развертывания из стартового положения в орбитальное в виде стержневой рамы, которая прикреплена к космическому аппарату и выполнена с возможностью развертывания после вывода космического аппарата на орбиту из сложенного состояния в развернутое.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемому изобретению является известная ядерная энергетическая установка космического аппарата (RU 2248312 С2, 2005), которая содержит ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания из стартового положения в орбитальное в виде стержневой рамы, которая прикреплена к космическому аппарату и выполнена на основе шарнирно соединенных балок с возможностью развертывания после вывода космического аппарата на орбиту из сложенного состояния в развернутое.

Конструкция ядерной энергетической установки космического аппарата, являющегося ближайшим аналогом, как и конструкции всех рассмотренных выше аналогов, обеспечивают возможность запуска на орбиту функционирования космического аппарата при сложенном состоянии системы развертывания, позволяя разместить космический аппарат с ядерной энергетической установкой под головным обтекателем ракеты космического назначения, и после вывода космического аппарата на орбиту функционирования, перевода системы развертывания в развернутое состояние, что обеспечивает отодвижение ядерной энергетической установки от приборно-агрегатного отсека космического аппарата и снижение влияния испускаемого ею радиационного излучения на бортовую аппаратуру.

Вместе с тем, излучение ядерного реактора ионизирует и активирует атомы веществ, окружающих космический аппарат газопылевого окружения, которые, приобретая в результате ионизации положительный заряд и способность генерировать наведенную радиацию, циркулируя в пространстве вокруг космического аппарата, оказывают отрицательное влияние на функционирование бортовой аппаратуры, находящейся в его приборно-агрегатном отсеке.

Задачей настоящего изобретения явилось создание ядерной энергетической установки космического аппарата, которая обеспечивает достижение технического результата, заключающегося в снижении влияния ионизированных и радиационно активированных частиц газопылевого окружения космического аппарата, на функционирование его бортовых систем.

Поставленная задача решена и технический результат достигнут, согласно настоящему изобретению тем, что ядерная энергетическая установка космического аппарата, содержащая, в соответствии с ближайшим аналогом, ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания в виде стержневой рамы, прикрепленной к космическому аппарату и выполненной на основе шарнирно соединенных балок с возможностью развертывания после вывода космического аппарата на орбиту из сложенного состояния в развернутое, отличается от ближайшего аналога тем, что она снабжена, по меньшей мере, одним термоэмиссионным источником электронов, установленным с расположением диаграммы направленности излучения в направлении ядерного реактора, и, по меньшей мере, одной парой установленных соосно и ориентированных в противоположных направлениях сопел, присоединенных к баллону со сжатым газом, причем одно из сопел ориентировано в направлении ядерного реактора.

При этом термоэмиссионный источник электронов закреплен на стержневой раме с помощью шарнирно установленной штанги или с помощью телескопической штанги.

С одной стороны, снабжение ядерной энергетической установки космического аппарата, по меньшей мере, одним термоэмиссионным источником электронов, установленным с расположением диаграммы направленности излучения в направлении ядерного реактора, позволяет осуществлять облучение потоком электронов газопылевого окружения ядерного реактора, и в результате этого нейтрализовать положительный заряд его ионизированных излучением ядерного реактора частиц, что предотвратит их циркуляцию вокруг космического аппарата не приведет к отрицательному влиянию на функционирование бортовой аппаратуры, находящейся в его приборно-агрегатном отсеке.

С другой стороны, снабжение ядерной энергетической установки космического аппарата, по меньшей мере, одной парой установленных соосно и ориентированных в противоположных направлениях сопел, присоединенных к баллону со сжатым газом, когда одно из сопел ориентировано в направлении ядерного реактора, обеспечивает возможность продувки околореакторного пространства потоком сжатого газа первым соплом, ориентированным в направлении ядерного реактора, обеспечивая очистку от радиационно-активной среды газопылевого окружения. При этом истечение сжатого газа из второго сопла компенсирует момент силы, создаваемый первым соплом, что препятствует изменению динамики движения космического аппарата в пространстве.

Отмеченное свидетельствует о решении декларированной выше задачи настоящего изобретения и достижении сформулированного технического результата благодаря наличию у заявляемой ядерной энергетической установки космического аппарата перечисленных выше отличительных признаков.

На чертеже показана компоновка заявляемой ядерной энергетической установки космического аппарата, где: 1 - ядерный реактор, 2 - радиационная защита, 3 - стержневая рама, 4 - космический аппарат, 5 - первое сопло, 6 -второе сопло, 7 - баллон со сжатым газом, 8 - источник электронов и 9 -штанга.

Ядерная энергетическая установка космического аппарата содержит: ядерный реактор 1, радиационную защиту 2, холодильник-излучатель (на чертеже не показан) и систему развертывания в виде стержневой рамы 3, прикрепленной к космическому аппарату 4 и выполненной на основе шарнирно соединенных балок с возможностью развертывания после вывода космического аппарата на орбиту функционирования из сложенного состояния в развернутое. Конструкция стержневой рамы 3 может быть выполнена по аналогии со стержневой рамой ближайшего аналога (RU 2248312 С2, 2005) или в соответствии с другими известными техническими решениями (RU 2028971 С1, 1995; RU 2136549 С1, 1999; RU 2141436 С1, 1999; RU 2225809 С2, 2004; RU 2461495 С1, 2012; RU 2507617 С1, 2014).

Ядерная энергетическая установка космического аппарата снабжена, по меньшей мере, одним термоэмиссионным источником 8 электронов, который установлен, например, на стержневой раме 3 посредством телескопической или шарнирно установленной штанги 9 с расположением диаграммы направленности излучения в направлении ядерного реактора 1.

Кроме того, ядерная энергетическая установка космического аппарата снабжена, по меньшей мере, одной парой установленных соосно и ориентированных в противоположных направлениях сопел, присоединенных к баллону 7 со сжатым газом. Первое сопло 5 ориентировано в направлении ядерного реактора 1, а второе сопло 6 направлено в противоположном направлении.

При запуске космического аппарата с ядерной энергетической установкой на орбиту функционирования стержневая рама 3 находится в сложенном состоянии, что позволяет разместить космический аппарат с ядерной энергетической установкой под головным обтекателем ракеты космического назначения. После вывода космического аппарата функционирования на орбиту функционирования, в результате срабатывания пиротехнических средств, происходит освобождение элементов стержневой рамы 3, что приводит к ее переходу в показанное на чертеже развернутое состояние и отодвижению ядерного реактора 1 от космического аппарата 4, обеспечивая снижение непосредственного влияния ионизирующего излучения, испускаемого ядерным реактором 1 на бортовую аппаратуру космического аппарата 4. Кроме того, происходит поворот шарнирно установленной штанги 9 (или выдвижение элементов штанги 9 в случае выполнения ее телескопической) до положения, обеспечивающего расположение диаграммы направленности излучения термоэмиссионного источника 8 электронов в направлении ядерного реактора 1.

При работе ядерного реактора 1 излучение, испускаемое им в пространство, ионизирует частицы газопылевого окружения космического аппарата, которые, приобретая в результате ионизации положительный заряд и способность излучать наведенную радиацию, циркулируя вокруг космического аппарата, могут оказать отрицательное влияние на функционирование бортовой аппаратуры, находящейся в космическом аппарате 4.

С целью снижения такого отрицательного влияния первое сопло 5 осуществляет продувку пространства, окружающего ядерный реактор 1, потоком сжатого газа, например, азота, поступающего из баллона 7 со сжатым газом, обеспечивая очистку этого пространства от радиационно-активной среды газопылевого окружения. При этом истечение сжатого газа из второго сопла 6, осуществляемое синхронно с истечением сжатого газа из первого сопла бис таким же секундным расходом, компенсирует момент силы, создаваемый первым соплом 5, что препятствует изменению динамики движения космического аппарата в пространстве.

Одновременно, термоэмиссионный источник 8 электронов испускает поток электронов в окружающее ядерный реактор 1 пространство, которым нейтрализуется положительный заряд ионизированных излучением ядерного реактора 1 частиц газопылевого окружения, оставшихся в пространстве около ядерного реактора 1 после продувки его первым соплом 5, что предотвращает циркуляцию этих частиц вокруг космического аппарата 4, не приводит к отрицательному влиянию на функционирование бортовой аппаратуры, расположенной в космическом аппарате 4.

Таким образом, настоящее изобретение обеспечивает достижение технического результата, заключающегося в снижении влияния ионизированных частиц газопылевого окружения космического аппарата на функционирование его бортовой аппаратуры.

1. Ядерная энергетическая установка космического аппарата, содержащая ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания в виде стержневой рамы, прикрепленной к космическому аппарату и выполненной на основе шарнирно соединенных балок с возможностью развертывания после вывода космического аппарата на орбиту из сложенного состояния в развернутое, отличающаяся тем, что она снабжена по меньшей мере одним термоэмиссионным источником электронов, установленным с расположением диаграммы направленности излучения в направлении ядерного реактора, и по меньшей мере одной парой установленных соосно и ориентированных в противоположных направлениях сопел, присоединенных к баллону со сжатым газом, причем одно из сопел ориентировано в направлении ядерного реактора.

2. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что термоэмиссионный источник электронов закреплен на стержневой раме с помощью шарнирно установленной штанги.

3. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что термоэмиссионный источник электронов закреплен на стержневой раме с помощью телескопической штанги.



 

Похожие патенты:

Изобретение может быть использовано в космической технике, в строительной индустрии, а также в химической, пищевой, легкой отраслях промышленности для термостатирования устройств или технологических объектов.

Изобретение относится к получению терморегулирующих покрытий и может быть использовано в космической технике, в строительной индустрии, а также в химической, пищевой, легкой промышленности для термостатирования устройств или технологических объектов.

Изобретение относится к резервированию электронной аппаратуры. Технический результат - обеспечение длительного срока активного существования электронного устройства в условиях воздействия ионизирующего излучения.

Изобретение относится к области защиты от ионизирующего излучения и может быть использовано в радиоэлектронной промышленности. Способ защиты от радиации радиоэлектронной аппаратуры заключается в том, что радиоэлектронную аппаратуру, критичную к радиации и работающую в составе объекта, располагают внутри топливной емкости объекта, преимущественно в резервной части, на стенке, прилегающей к объекту.

Изобретение относится к области защиты от ионизирующих излучений и может быть использовано также для защиты от некоторых видов метеоритов при космических полетах.

Изобретение относится к методам обеспечения длительной (до года и более) радиационной стойкости оптических стекол космической аппаратуры. Способ включает вычисление, по известной методике, распределения дозы ионизирующих излучений космического пространства на оптической оси каждого выполненного из стекла элемента оптической системы в условиях эксплуатации с учетом защитных свойств конструкции.

Группа изобретений относится к области защиты сооружаемых на Луне объектов от радиации, экстремальных температур и микрометеороидов. Средство защиты содержит оболочку, заполненную реголитом и изготовленную из материала на основе стекловолокна с пределами рабочих температур от -200°C до +550°C и прочностью на уровне 180 ÷ 400 кгс/мм2.

Изобретение относится к защите элементов, расположенных за расчетным защитным экраном (ЗЭ), от ионизирующих излучений космического пространства. Форма поверхности экрана считается аналитической.

Изобретение относится к области космического материаловедения, а именно к терморегулирующим покрытиям класса «солнечные отражатели». Радиационно-защитное терморегулирующее покрытие включает верхний слой покрытия, содержащий в качестве связующего водный раствор литиевого жидкого стекла, наполнители BaSO4, Ва(AlO2)2, и нижний слой покрытия, состоящий из водного раствора литиевого жидкого стекла и наполнителей - порошок Bi2O3 и порошок BaWO4.

Изобретение относится к ионному ускорителю в качестве приводного устройства космического летательного аппарата. .
Изобретение относится к информационным средствам, используемым, в частности, в целях навигации, мониторинга и стыковки космических объектов (КО). Способ включает сканирование лазерным лучом заданной области пространства путём отражения луча от зеркала на поворотной платформе, установленной в электромеханическом подвесе.

Изобретение относится к трансформируемым космическим отсекам (ТКО) обитаемых модулей. ТКО включает в себя корпус, выполненный из раздвижных полых элементов (РПЭ) с устройствами фиксации положения этих элементов друг в друге, по меньшей мере один узел стыковки с другим объектом и трансформируемую надувную оболочку (ТНО), противоположные стороны которой закреплены на РПЭ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления движением космических аппаратов (КА) при осуществлении очистки космоса от мусора.

Изобретение относится к методам и средствам очистки орбит от космического мусора, главным образом отработанных ступеней (ОС) ракет-носителей. Способ включает выведение в область очистки космического аппарата-буксира (КАБ) (1) и автономного стыковочного модуля (АСМ) (2) на тросе (4).

Изобретение относится к технологии изготовления космических антенн с трансформируемым крупногабаритным рефлектором. Способ включает разработку конечно-элементной модели рефлектора и расчёты по этой модели, в т.ч.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при разработке реактивных двигательных установок (ДУ), предназначенных для маневрирования пилотируемых космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) космических аппаратов и может быть использовано в кислородно-водородных двигательных установках с электролизным производством этих газов на космическом аппарате (КА).

Изобретение относится к космической технике. Космический аппарат (КА) содержит два телескопа, закрепленных на опорных узлах верхнего пояса фермы, и модуль служебных систем.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза (ПГ), размещенного внутри головного обтекателя (ГО) космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН), включает вдув термостатирующей среды во внутреннее пространство ГО, ее перетекание вдоль ГО с последующим истечением из него.

Изобретение относится к наземным электротехническим испытаниям космических аппаратов. Способ заключается в проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей (АБ) с активным термостатированием и контролем температуры штатных АБ и в хранении их без проведения термостатирования.

Изобретение относится к электротехнике и касается байпасных переключателей в аккумуляторной батарее космического аппарата для парирования отказа аккумулятора путем организации обходной цепи в батарее.

Изобретение относится к энергетическому оборудованию космических аппаратов. Установка содержит ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания из сложенного состояния в рабочее. Установка снабжена по меньшей мере одним термоэмиссионным источником электронов, излучающим в направлении ядерного реактора, и по меньшей мере одной парой соосных и противоположно направленных сопел, присоединенных к баллону со сжатым газом. Одно из сопел направлено в сторону ядерного реактора. Источник электронов ускоряет рекомбинацию ионов газа, «сдуваемого» соплом с ядерного реактора. Технический результат состоит в снижении влияния заряженных частиц газопылевого окружения КА на функционирование его бортовой аппаратуры. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх