ВОЗДУХОЗАБОРНОЕ УСТРОЙСТВО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ПРЯМОТОЧНОЙ ЭЛЕКТРОРАКЕТНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ Российский патент 2025 года по МПК F03H1/00 B64G1/40 

Изобретение относится к космическим аппаратам, в частности к воздухозаборным устройствам прямоточных электроракетных двигательных установок, функционирующих на атмосферных газах в качестве рабочего тела.

Космические аппараты, функционирующие на высоте орбиты до 300 км, должны в непрерывном режиме компенсировать силу аэродинамического сопротивления для поддержания постоянной динамики орбиты.

Для низкоорбитальных космических аппаратов срок активного существования определяется множеством факторов, например солнечная и геомагнитная активность, что требует регулярного использования электроракетной двигательной установки для поддержания положения и ориентации космического аппарата, тем самым накладывая ограничения по запасаемому рабочему телу на борту. После израсходования запасов рабочего тела космический аппарат не способен выполнять целевые задачи и выводится из эксплуатации.

Космические аппараты, функционирующие на орбитах выше 300 км, не предусматривают компоновочные решения, связанные с обеспечением наименьшей площади миделя при размещении воздухозаборного устройства и достижением минимального коэффициента аэродинамического сопротивления, так как параметры окружающей остаточной атмосферы на данных орбитах не оказывают существенного влияния и запаса рабочего тела на борту космического аппарата достаточно для выполнения всех поставленных целевых задач на протяжении установленного срока активного существования.

Снижение силы аэродинамического сопротивления, воздействующей на космический аппарат, может быть достигнуто путем проектирования конструкции космического аппарата с учетом обтекания ее потоком атмосферных газов (патенты на изобретения США: US 10590068 В2, опубл. 17.03.2020 г. и US 10715245 В2, опубл. 14.07.2020 г.) или путем установки экранов на космическом аппарате, позволяющих уменьшить аэродинамическое возмущение (патент на изобретение РФ RU 2087387 С1, опубл. 20.08.1997 г.).

Известен аналог - патент на изобретение США US 20070176050 А1, опубл. 02.08.2007 г.

Изобретение включает по меньшей мере один ионный двигатель, использующий только компоненты окружающей атмосферы (например He, N₂, N⁺, О и O⁺) в качестве рабочего тела для создания реактивной тяги, достаточной для компенсации сопротивления атмосферы, разгона, поддержания эфемерид орбиты и/или ориентации и управления космического аппарата.

Получение тяги осуществляется по меньшей мере одним ионным двигателем за счет по меньшей мере одной пары проницаемых электрических элементов для ускорения ионов окружающей атмосферы. Молекулы нейтральной окружающей среды могут быть дополнительно захвачены и ионизированы, а затем ускорены по меньшей мере одной парой проницаемых электрических элементов. Двигательная установка может быть расположена как внутри корпуса космического аппарата, так снаружи.

Недостатком данного изобретения является то, что предложенное техническое решение включает в себя электромагнитное ускорение только компонентов окружающей атмосферы, а с учетом того, что доля компонентов окружающей атмосферы может быть недостаточной для получения требуемой тяги, отсутствует возможность увеличения концентрации атмосферных газов или использования дополнительного запаса рабочего тела на борту космического аппарата. Представленное техническое решение в части конструкции космического аппарата не позволяет в полной мере компенсировать аэродинамическое торможение и может привести к его вхождению в плотные слои атмосферы и дальнейшему разрушению.

Известен прототип - патент на изобретение США US 10351267 В2, опубл. 16.07.2019 г.

Настоящее изобретение включает в себя систему с ионным двигателем, функционирующим на остаточных газах внешней окружающей космический аппарат атмосферы, который обеспечивает компенсацию лобового сопротивления, за счет создаваемой тяги.

Космический аппарат расположен на орбите, имеющей высоту от 100 до 350 км, в условиях высокой плотности атмосферы. В космическом аппарате установлена система, обеспечивающая поступление атмосферных газов для использования в ионном двигателе, где полученное рабочее тело преобразуется в тягу для преодоления силы аэродинамического сопротивления. Система содержит входное отверстие, сконфигурированное так, что обеспечивается захват остаточных газов внешней окружающей атмосферы, причем входное отверстие имеет первую поверхность, выполненную из материала, при взаимодействии с которым поток частиц зеркально отражается, и вторую поверхность, выполненную из материала, при взаимодействии с которым поток частиц диффузно отражается, что позволяет замедлить поступающие частицы, после чего частицы направляются в ионный двигатель, который создает тягу для поддержания орбиты космического аппарата.

Недостатком изобретения является то, что предложенное техническое решение в части конструкции воздухозаборного устройства не предусматривает изменение концентрации поступающего потока атмосферных газов в газоразрядную камеру электроракетного двигателя, что не позволяет контролировать тягу в необходимом диапазоне при изменении параметров окружающей среды, плотность которой может изменяться на порядок.

Техническим результатом изобретения является повышение эффективности сбора и концентрации набегающего потока атмосферных газов, поступающих в газоразрядную камеру прямоточной электроракетной двигательной установки космического аппарата, а также возможность регулирования параметров потока атмосферных газов непосредственно в воздухозаборном устройстве.

На фиг. 1 представлена схема воздухозаборного устройства космического аппарата с прямоточной электроракетной двигательной установкой с установленными периферийными обтекателями.

Воздухозаборное устройство 1 космического аппарата с прямоточной электроракетной двигательной установкой, в которое поступает поток атмосферных газов 2, содержит направляющий канал 3, сужающийся к выходу 4 из воздухозаборного устройства 1, в котором установлено центральное тело 5 и периферийные обтекатели 6, которые могут линейно перемещаться и изменять угол наклона.

Периферийные обтекатели могут быть выполнены с возможностью линейного перемещения как в сторону входа в устройство, так и в сторону выхода.

Периферийные обтекатели могут быть выполнены с возможностью изменения угла наклона относительно центральной оси воздухозаборного устройства.

На фиг. 2 представлена схема воздухозаборного устройства, где периферийные обтекатели смещены в сторону выхода из устройства, образуя максимальную пропускную площадь.

На фиг. 3 представлена схема воздухозаборного устройства, где периферийные обтекатели смещены в сторону входа в устройство, образуя минимальную пропускную площадь.

Для контроля параметров набегающего потока в конструкции воздухозаборного устройства могут быть размещены датчики давления на входе и выходе из устройства.

В конструкции воздухозаборного устройства могут быть размешены несколько пар перемещающихся периферийных обтекателей.

Воздухозаборное устройство космического аппарата с прямоточной электроракетной двигательной установкой работает следующим образом.

Во время полета космического аппарата остаточные атмосферные газы, находящиеся на орбите функционирования аппарата, поступают на вход воздухозаборного устройства, внутри которого соударяются с поверхностями направляющего канала, центрального тела и периферийных обтекателей, после чего уменьшается их скорость за счет передачи собственной энергии на элементы воздухозаборного устройства и повышается концентрация за счет постепенного сужения устройства в сторону выхода. Таким образом, на выходе из воздухозаборного устройства поток атмосферных газов соответствует необходимым параметрам расхода рабочего тела прямоточной электроракетной двигательной установки. При необходимости изменения расхода рабочего тела, поступающего в газоразрядную камеру прямоточной электроракетной двигательной установки, в работу включаются периферийные обтекатели, установленные внутри воздухозаборного устройства, которые в свою очередь могут регулировать параметры потока атмосферных газов.

Технический результат изобретения достигается за счет размещения периферийных обтекателей внутри воздухозаборного устройства, которые являются дополнительными направляющими элементами конструкции, что позволяет эффективно осуществлять сбор и подачу потока атмосферных газов в прямоточную электроракетную двигательную установку. Возможность линейного и углового перемещения периферийных обтекателей позволяет осуществлять регулировку поступающих атмосферных газов с целью обеспечения необходимой концентрации рабочего тела в прямоточной электроракетной двигательной установке. Размещение датчиков давления на входе и выходе воздухозаборного устройства позволяет определять изменения параметров потока атмосферных газов и при необходимости корректировать их с помощью перемещения периферийных обтекателей. Использование не менее двух пар периферийных обтекателей позволяет осуществлять более сложные изменения внутренней конфигурации воздухозаборного устройства, тем самым осуществлять более точное и эффективное регулирование потока атмосферных газов.

Изобретение относится к космическим аппаратам, в частности к воздухозаборным устройствам прямоточных электроракетных двигательных установок, функционирующих на атмосферных газах в качестве рабочего тела. Воздухозаборное устройство космического аппарата с прямоточной электроракетной двигательной установкой содержит направляющий канал с центральным телом. Внутри направляющего канала расположены периферийные обтекатели, выполненные с возможностью линейного перемещения как в сторону входа в устройство, так и в сторону выхода из него. Достигается повышение эффективности сбора и концентрации набегающего потока атмосферных газов, поступающих в газоразрядную камеру прямоточной электроракетной двигательной установки космического аппарата, а также возможность регулирования параметров потока атмосферных газов непосредственно в воздухозаборном устройстве. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Воздухозаборное устройство космического аппарата с прямоточной электроракетной двигательной установкой, содержащее направляющий канал с центральным телом, отличающееся тем, что внутри направляющего канала расположены периферийные обтекатели, выполненные с возможностью линейного перемещения как в сторону входа в устройство, так и в сторону выхода из него.

2. Воздухозаборное устройство космического аппарата с прямоточной электроракетной двигательной установкой по п.1, отличающееся тем, что периферийные обтекатели выполнены с возможностью изменять угол наклона.

3. Воздухозаборное устройство космического аппарата с прямоточной электроракетной двигательной установкой по п.1, отличающееся тем, что в направляющем канале на входе и выходе расположены датчики давления.

4. Воздухозаборное устройство космического аппарата с прямоточной электроракетной двигательной установкой по пп.1 и 2, отличающееся тем, что внутри направляющего канала установлены не менее двух пар периферийных обтекателей.