Искусственный спутник Российский патент 2017 года по МПК B64G1/24 B64G1/40 F03H1/00 

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.

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.

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.