Способ снятия электрического заряда с космических летательных аппаратов Советский патент 1992 года по МПК H05F3/04 

СО

С

Изобретение относится к борьбе с вредными проявлениями статического электричества и может быть использовано для управления потенциалом космических летательных аппаратов. Целью изобретения является нейтрализация собственной атмосферы космического летательного аппарата и повышение эффективности его разряда. Для этого разрядное устройство выносят в окружающее пространство на расстояние не менее девяти радиусов космического летательного аппарата. 3 ил.

Изобретение относится к технике борьбы с вредными проявлениями статического электричества и может быть использовано для управления потенциалом космических летательных аппаратов.

Известны различные активные и пассивные способы уменьшения электризации космических летательных аппаратов. В частности, известен способ рассеивания электрических зарядов в окружающее летательный аппарат пространство по каналу коренного разряда.

Недостатком этих способов является то, что в них не учитывается состояние собственной атмосферы космического летательного аппарата при сбросе заряда в окружающее пространство. Поэтому разрядные устройства, установленные на космических летательных аппаратах, уменьшая интегральный потенциал космического летательного аппарата относительно космического пространства, одновременно способствуют и зарядке собственной атмосферы космических летательных аппаратов, что при давлениях окружающих космический аппарат газов 10 3Торр и неравномерном солнечном освещении может вызывать электрические заряды по поверхности космического аппарата, порождающие в свою очередь вторичные эффекты: сбои в работе электронной аппаратуры, разрушение конструкционных материалов и т.д. Кроме того, наличие заряженной собственной атмосферы летательного аппарата затрудняет и сброс заряда с поверхности космического летательного аппарата в окружающее космическое пространство.

VI

IGO о

ел

Цель изобретения - нейтрализация собственной атмосферы космического летательного аппарата и повышение эффективности его разрядки,

Поставленная цель достигается тем, что известные методы уменьшения электризации космических летательных аппаратов осуществляют путем выноса разрядного устройства в окружающее пространство на расстояние не менее девяти радиусов кос- мического летательного аппарата.

В этом случае избыточный электрический заряд, накопленный космическими летательными аппаратом в процессе полета, стекает на разрядное устройство, располо- женное за пределами собственной атмосферы космического аппарата, и с него сбрасывается в окружающее космическое пространство, не заряжая при этом собственную атмосферу космического летатель- ного аппарата.

Заявителю и авторам не известны технические решения со сходными признаками, поэтому предлагаемый способ обладает существенными отличиями.

На фиг. 1 иллюстрируется предлагаемый способ; на фиг. 2 изображена схема исследования стекания зарядов с заряженного тела, имитирующего космической ле- тательный аппарат; на фиг. 3соответствующие зависимости токов Ь и г от давления остаточной атмосферы межэлектродного пространства 7-7, имитирующей собственную атмосферу космического летательного аппарата.

Выносное разрядное устройство 1, связанное электрически с космическим летательный аппаратом 2 и содержащее аппаратуру для реализации активных и/или пассивных методов уменьшения электриза- ции космических летательных аппаратов, выносится с помощью выдвижной штанги 3 за пределы собственной атмосферы космического летательного аппарата и ориентируется так, чтобы обеспечивался сброс заряда в сторону, противоположную космическому летательному аппарату. Расстояние I выноса разрядного устройства 1 от космического аппарата 2 может быть определено из выражения

Рк Pi(RK + I)2,(1)

где Рк - давление собственной атмосферы непосредственно у поверхности космического летательного аппарата;

RK - радиус космического летательного аппарата;

PI - давление на расстоянии I от космического летательного аппарата.

Если учесть, что собственная атмосфера космического летательного аппарата у его

поверхности может составлять 10 3Торр, а эффект зарядки собственной атмосферы становится пренебрежимо малым при давлениях 10 Торр, то, положив в уравнении (1) Рк , PI , получим условие выноса разрядного блока

9RK(2)

Источник ультрафиолетового излучения 4 (см, фиг. 2) стимулирует вырывание фотоэлектронов с заряженного объекта 5. (Потенциал заряженного объекта фиксируется электростатическим вольтметром раь). Ускоренные полем анода 6 фотоэлектроны проходят сквозь межэлектродное пространство 7-7 и попадают на цилиндр Фар адея 8, Ток фотоэлектронов измеряется микроамперметром Н, электрический ток в межэлектродном пространстве 7-7-микроамперметром }2, Зонд 9 позволяет регистрировать заряжен ность остаточной атмосферы межэлектродного пространства 7-7.

В диапазоне давлений 4 Р 4 Торр в системе электродов 6-8 и 7-7 заряженной потоком фотоэлектронов остаточной атмосфере (заряженность остаточной атмосферы зарегистрирована с помощью зонда 9) п роте кают то и fe, пики которых приходятся на давление Р 10 Торр. При давлении газа 4-10 ТорртокЪв системе электродов 7-7 прекращается, а ток li приобретает стационарное значение 1е, соответствующее беспрепятственному прохождению фотоэлектронов с заряженного объекта 5 сквозь пространство 7-7 на цилиндр Фарадея 8.

Следовательно, при давлении Р 10 Торр остаточная газовая атмосфера (собственная атмосфера космического летательного аппарата) утрачивает токопроводящие свойства и не препятствует разрядке (стека- нию электронов) находящихся в ней заряженных объектов.

Таким образом, удаление разрядного устройства от поверхности космического летательного аппарата, где давление собственной атмосферы может достигать Торр, в область Р« Рк, дает возможность осуществить эффективный сброс избыточного заряда с космического летательного аппарата при сохранении электрической нейтральности собственной атмосферы космического летательного аппарата. В частности, для получения надежного эффекта разрядки космического летательного аппарата необходимо удаление выносного разрядного устройства от космического летательного аппарата на расстояние не менее 9 его радиусов, что соответствует уменьшению давления собственной атмосферы

,-з

космического летательного аппарата на 2 порядка величины.

Формула изобретения Способ снятия электрического заряда с космических летательных аппаратов с помощью внешнего, связанного электрически и ориентированного в сторону от космического летательного аппарата разрядного ус2

3QQB

8

г Г

-.

Г

П

LT-j Я тройства, отличающийся тем, что, с целью нейтрализации собственной атмосферы космического лета тельного аппарата и повышения эффективности разрядки, разрядное устройство выносят в окружающее пространство на расстояние не менее девяти радиусов космического летательного аппарата.

Фиг.1

ЗООСВ

7

Г±Л

LTTLI

Фиг