RU2128609C1 - Method of protection of spacecraft against meteor particles and device for realization of this method - Google Patents
Method of protection of spacecraft against meteor particles and device for realization of this method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2128609C1 RU2128609C1 RU94027439A RU94027439A RU2128609C1 RU 2128609 C1 RU2128609 C1 RU 2128609C1 RU 94027439 A RU94027439 A RU 94027439A RU 94027439 A RU94027439 A RU 94027439A RU 2128609 C1 RU2128609 C1 RU 2128609C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- meteor
- particle
- obstacle
- electrically conductive
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к исследованиям и освоению космического пространства и может быть использовано в космических объектах для защиты от метеорных частиц. The invention relates to research and development of outer space and can be used in space objects to protect against meteor particles.
Известен способ защиты объектов (танков) от пробоя частицами (снарядами), заключающийся в том, что на внедряющееся в броню твердое тело оказывают дополнительное механическое воздействие обновляющимся бронематериалом /1/. There is a method of protecting objects (tanks) from breakdown by particles (shells), which consists in the fact that a solid body that penetrates into armor has an additional mechanical effect of renewed armored material / 1 /.
Устройство для реализации способа содержит взводный экран, заряд взрывчатого вещества (ВВ), подвижную и неподвижную бронеплиту /1/. A device for implementing the method comprises a platoon screen, an explosive charge (BB), a movable and fixed armor plate / 1 /.
Попаданием снаряда в цель предварительно взводится экран, инициируется срабатывание ВВ, в результате чего подвижная бронеплита давлением пороховых газов перемещается относительно неподвижной во время внедрения твердого тела в комбинированную броню, поглощая тем самым кинетическую и взрывную энергию снаряда в большем объеме броневого материала, что снижает поражающее действие противотанкового средства. When the projectile hits the target, the screen is pre-cocked, the explosive is triggered, as a result of which the movable armored plate by the pressure of the powder gases moves relatively motionless during the introduction of the solid into the combined armor, thereby absorbing the kinetic and explosive energy of the projectile in a larger volume of armor material, which reduces the damaging effect anti-tank weapons.
Недостатком способа и устройства является невозможность предотвращения заброневого эффекта, уменьшающего возможности выполнения задач экипажем и танка в целом. The disadvantage of this method and device is the inability to prevent the reserve effect, which reduces the ability to perform tasks by the crew and the tank as a whole.
Известен способ защиты космического аппарата от пробоя метеорными телами, заключающийся в том, что на пути метеорной частицы создают преграду, превращают кинетическое взаимодействие преграды при встрече с метеорной частицей в тепло и полученным перепадом температур (теплом) разрушают (испаряют) метеорную частицу /2,3/. There is a method of protecting a spacecraft from breakdown by meteor bodies, which consists in creating an obstacle in the way of a meteor particle, converting the kinetic interaction of a barrier when it meets a meteor particle into heat and the resulting temperature drop (heat) destroys (evaporates) the meteor particle / 2,3 /.
Космический аппарат (КА), реализующий данный способ, дополнительно снабжен наружной механической оболочкой (одной или несколькими), которой полностью или фрагментарно ограждается от прямого воздействия космической пыли /3/. Для обеспечения полетного задания КА, кроме того, имеет в своем составе двигательную установку, системы астроориентации, энергопитания и управления, остронаправленную параболическую антенну, передатчик и другие технические средства. The spacecraft (KA) that implements this method is additionally equipped with an external mechanical shell (one or more), which is completely or fragmentarily protected from direct exposure to cosmic dust / 3 /. To ensure the flight mission, the spacecraft, in addition, includes a propulsion system, astroorientation, power supply and control systems, a pointed parabolic antenna, a transmitter and other technical means.
Оболочки (экраны) могут изготавливаться из разных конструкционных материалов (алюминий, кевлар /2/) и располагаются на некотором расстоянии друг от друга. Считается, что это расстояние должно быть не менее 20 диаметров, а толщина первого защитного алюминиевого экрана - не менее половины диаметра метеорной частицы. При этом первый экран обеспечивает испарение и рассеивание космической частицы, следующий за ним - поглощение и отражение продуктов ее преобразования. Shells (screens) can be made of different structural materials (aluminum, Kevlar / 2 /) and are located at some distance from each other. It is believed that this distance should be at least 20 diameters, and the thickness of the first protective aluminum shield - at least half the diameter of the meteor particle. In this case, the first screen provides the evaporation and scattering of a cosmic particle, the next one is the absorption and reflection of the products of its transformation.
Недостатком известного технического решения является неполное разрушение метеорного тела при прохождении им стенки первого экрана вследствие нехватки либо запаздывания распространения тепловой энергии из-за теплопроводности взаимодействующего конгломерата, что может приводить к отказу КА путем разрушения осколками частицы элементов его конструкции. Это возможно также за счет заброневого эффекта. A disadvantage of the known technical solution is the incomplete destruction of the meteorite when it passes through the wall of the first screen due to a shortage or delay in the propagation of thermal energy due to the thermal conductivity of the interacting conglomerate, which can lead to spacecraft failure by fragmentation of particles of the particles of its structure. This is also possible due to the armor effect.
Вероятность этих событий существенно возрастает с увеличением размеров, сроков существования и удаленности космических объектов за пределы плотных слоев атмосферы Земли. Число метеорных частиц, сталкивающихся с поверхностью КА, зависит также от их массы, которая может изменяться в очень широких пределах. Частицы с меньшей массой встречаются более часто. При оценке вероятного ущерба от столкновения частицы с КА нужно принимать во внимание еще их относительную скорость и соответствующую направленность векторов. The probability of these events increases significantly with the size, lifetime and remoteness of space objects beyond the dense layers of the Earth’s atmosphere. The number of meteor particles colliding with the surface of the spacecraft also depends on their mass, which can vary over a very wide range. Particles with a lower mass are more common. When assessing the probable damage from a collision between a particle and a spacecraft, one must also take into account their relative velocity and the corresponding direction of the vectors.
Другой недостаток этого решения - уменьшение коэффициента весового совершенства конструкции КА из-за увеличения его массы на величину массы дополнительных оболочек. Another disadvantage of this solution is a decrease in the weight factor of the spacecraft design due to an increase in its mass by the mass of the additional shells.
Наиболее близким по техническому существу к предлагаемому является способ защиты космических аппаратов от метеорных частиц, реализуемый известным устройством /4/, основанный на взаимодействии метеорной частицы с преградой, установленной перед корпусом космического аппарата, и преобразовании кинетической энергии метеорной частицы в кинетическую энергию потоков осколков и в тепловую энергию потока плазмы при воздействии разности потенциалов между преградой и корпусом космического аппарата на поток осколков и плазмы. The closest in technical essence to the proposed one is a method of protecting spacecraft from meteor particles, implemented by the known device / 4 /, based on the interaction of a meteor particle with an obstacle in front of the spacecraft’s body, and the conversion of the kinetic energy of the meteor particle into kinetic energy of fragments and thermal energy of the plasma stream when a potential difference between the obstacle and the spacecraft’s body affects the stream of fragments and plasma.
Известное устройство для защиты содержит космический аппарат, изолированный экран из листового материала, внешнюю оболочку-преграду и другие элементы /4/. The known device for protection contains a spacecraft, an insulated screen of sheet material, an outer shell-barrier and other elements / 4 /.
Недостаток данного технического решения состоит в невысокой надежности электростатической защиты космических аппаратов от частиц с достаточной кинетической энергией. The disadvantage of this technical solution is the low reliability of the electrostatic protection of spacecraft from particles with sufficient kinetic energy.
Задача изобретения - увеличение надежности защиты космических аппаратов от поражения метеорными частицами. The objective of the invention is to increase the reliability of protection of spacecraft from damage by meteor particles.
Задача решается тем, что в способе защиты космического аппарата от метеорных частиц, принятом за прототип /4/, основанном на взаимодействии метеорной частицы с преградой, установленной перед корпусом космического аппарата, и преобразовании кинетической энергии метеорной частицы в кинетическую энергию потоков осколков и в тепловую энергию потока плазмы при воздействии разности потенциалов между преградой и корпусом космического аппарата на поток осколков и плазмы, образовавшиеся осколки испаряют за счет энергии электрического разряда в плазме при разности потенциалов, величину которой определяют по формуле
U > v•(m/C)1/2,
где m - расчетная масса метеорной частицы;
v - расчетная скорость метеорной частицы;
C - электрическая емкость между преградой и корпусом КА.The problem is solved in that in the method of protecting the spacecraft from meteor particles, adopted as a prototype / 4 /, based on the interaction of a meteor particle with an obstacle in front of the spacecraft’s body, and the conversion of the kinetic energy of the meteor particle into kinetic energy of fragment streams and into thermal energy plasma flow under the influence of the potential difference between the obstacle and the spacecraft body on the stream of fragments and plasma, the resulting fragments evaporate due to the energy of the electric discharge in a plasma with a potential difference, the value of which is determined by the formula
U> v • (m / C) 1/2 ,
where m is the estimated mass of the meteor particle;
v is the estimated speed of the meteor particle;
C is the electric capacitance between the barrier and the spacecraft body.
В известном устройстве для защиты космического аппарата от метеорных частиц, содержащем преграду, расположенную на расстоянии от корпуса космического аппарата, диэлектрический экран, расположенный на корпусе, и систему энергопитания для создания разности потенциалов, имеющую два выхода, первый из которых соединен с электропроводящим слоем на корпусе, а второй с преградой, задача решается тем, что преграда выполнена в виде металлического защитного экрана, который соединен с вторым выходом системы энергопитания через токоограничивающий резистор, а между первым и вторым выходами системы энергопитания подключен накопительный конденсатор, металлический защитный экран снабжен изоляционным слоем, который расположен со стороны электропроводящего слоя. Кроме того, электропроводящий слой выполнен в виде металлической сетки. Проволока сетки изготовлена из тугоплавкого сплава на основе вольфрама. Вместе с тем, электропроводящий слой получен нанесением металлического покрытия на диэлектрический защитный экран. In the known device for protecting a spacecraft from meteor particles, containing an obstacle located at a distance from the spacecraft’s body, a dielectric screen located on the body, and an energy supply system for creating a potential difference having two outputs, the first of which is connected to the electrically conductive layer on the body and the second one with an obstacle, the problem is solved by the fact that the obstacle is made in the form of a metal protective shield, which is connected to the second output of the power supply system through current-limiting a resistor, and between the first and second outputs of the power supply system connected to the storage capacitor, the metallic shield is provided with an insulating layer which is disposed on the part of the electrically conductive layer. In addition, the electrically conductive layer is made in the form of a metal mesh. The wire mesh is made of a refractory alloy based on tungsten. However, the electrically conductive layer is obtained by applying a metal coating on a dielectric protective shield.
Авторы не знакомы с аналогичными решениями указанной задачи в данной или близких областях техники. В связи с чем изложенную совокупность отличительных признаков считают существенной. The authors are not familiar with similar solutions to this problem in this or related fields of technology. In this connection, the set of distinguishing features described above is considered significant.
Способ и устройство поясняются схемой на чертеже. The method and device are illustrated by the diagram in the drawing.
На схеме представлены метеорная частица 1, взаимодействующая с металлическим защитным экраном 2, на который со стороны КА нанесен изоляционный слой 3, конгломерат из возникающей плазмы, осколков частицы и экрана 4, электропроводящий слой 5, помещенный между изоляционным слоем 3 и диэлектрическим защитным экраном 6, закрепленным на теплозащитной оболочке 7, накопительный конденсатор 8, подключенный первой обкладкой через токоограничительный резистор 9 к первому, второй обкладкой - непосредственно ко второму выходам системы энергопитания 10 и к электропроводящему слою 5, а непосредственно первой обкладкой - к металлическому защитному экрану 2. The diagram shows a meteor particle 1 interacting with a metal protective shield 2, on which an insulating layer 3 is applied from the spacecraft side, a conglomerate of emerging plasma, particle fragments and shield 4, an electrically conductive layer 5 placed between the insulating layer 3 and the dielectric protective shield 6, mounted on the heat-shielding shell 7, the storage capacitor 8, connected by the first lining through a current-limiting resistor 9 to the first, the second lining - directly to the second outputs of the power supply system 10 and to the electrically conductive layer 5, and directly to the first lining - to the metal protective shield 2.
Способ заключается в следующем. The method is as follows.
На преграду (металлический защитный экран 2, изоляционный слой 3) и космический аппарат (электропроводящий слой 5, диэлектрический защитный экран 6, теплозащитная оболочка 7, остальная конструкция не показана) до встречи с метеорной частицей 1 подают электрическую разность потенциалов U, т. е. напряжение прикладывается между металлическим защитным экраном 2 и электропроводящим слоем 5. An electric potential difference U is supplied to the obstacle (metal shield 2, insulating layer 3) and the spacecraft (electrically conductive layer 5, dielectric shield 6, heat shield 7, the rest of the structure is not shown) until they meet meteor particle 1, i.e. voltage is applied between the metal shield 2 and the electrically conductive layer 5.
Это может быть выполнено как при старте с Земли, так и при переходе КА с околоземной орбиты на штатную траекторию полета в дальний Космос с помощью технических средств самого корабля (система управления) или технических средств корабля и наземного управляющего комплекса (не показан). В последнем случае для подачи соответствующей команды используется радиоканал, а прием ее в КА осуществляется на остронаправленную параболическую антенну, сигнал с которой вызывает соответствующую реакцию системы управления, в свою очередь воздействующей на систему (подсистему) энергопитания или один из ее модулей, например, умножитель напряжения, подключенный к химическому источнику, солнечной батареи и т. п. This can be done both at launch from the Earth and during the spacecraft’s transition from near-Earth orbit to a regular flight path to deep space using the technical means of the spacecraft itself (control system) or the technical equipment of the spacecraft and ground control complex (not shown). In the latter case, a radio channel is used to send the appropriate command, and its reception in the spacecraft is carried out on a highly directional parabolic antenna, the signal from which causes a corresponding reaction of the control system, which in turn affects the power supply system (subsystem) or one of its modules, for example, a voltage multiplier connected to a chemical source, solar panel, etc.
Метеорная частица 1 с достаточной кинетической энергией Eк при встрече с КА преодолевает преграду и образует конгломерат 4 из плазмы (электропроводящего газа), осколков частицы, экрана и изоляционного слоя вследствие неполного своего разрушения и испарения. При продвижении конгломерата по направлению к электропроводящему слою 5 возникает градиент напряженности и происходит пробой электрического поля в системе 2-3-4-5. Поэтому в ней возникает электрический ток. Скорость пробоя электрического поля по аналогии с искровым разрядом в атмосфере - молнией, до 100 тысяч километров в секунду.Meteor particle 1 with sufficient kinetic energy E k, when meeting with the spacecraft, overcomes the barrier and forms a conglomerate 4 of plasma (electrically conductive gas), fragments of the particle, screen and insulating layer due to incomplete destruction and evaporation. As the conglomerate advances towards the electrically conductive layer 5, a tension gradient arises and an electric field breakdown occurs in the 2-3-4-5 system. Therefore, an electric current arises in it. The breakdown rate of the electric field, by analogy with a spark discharge in the atmosphere - lightning, up to 100 thousand kilometers per second.
В результате действия электрического тока безинерционно выделяется джоулево и вспомогательное тепло, т. е. помимо прямого нагрева действует широкополосное радиоизлучение, включающее инфракрасный, миллиметровый и другие диапазоны электромагнитных волн, которое передается в окружающее пространство, в т.ч. на осколки конгломерата, находящиеся между преградой и КА. Если принять скорость распространения радиоизлучения 300 тысяч километров в секунду, расчетную скорость метеорной частицы относительно КА 20000 м/с, расстояние между преградой и КА по конструктивным соображениям 0,02 м, то на дополнительное испарение, уменьшение числа и массы осколков конгломерата приходится около 1 мкс времени. As a result of the action of an electric current, the Joule and auxiliary heat are generated without inertia, i.e., in addition to direct heating, broadband radio emission, including infrared, millimeter and other ranges of electromagnetic waves, is transmitted to the surrounding space, including to fragments of conglomerate located between the barrier and the spacecraft. If we take the propagation velocity of radio emission of 300 thousand kilometers per second, the estimated speed of the meteor particle relative to the spacecraft is 20,000 m / s, the distance between the barrier and the spacecraft for structural reasons is 0.02 m, then additional evaporation, reduction in the number and mass of conglomerate fragments takes about 1 μs time.
С учетом разницы в скоростях частицы и электромагнитной волны (радиоизлучения), рассинхронизация нагрева с началом времени дополнительного испарения составляет не более нескольких наносекунд, т.е. ею можно пренебречь. Кроме того, т.к. излучение состоит из волн различной длины, то практически всегда найдется волна большего размера, чем диаметр осколков частицы, что способствует (в случае диэлектрической природы частицы - предположительно около 90% случаев) равномерности нагрева по глубине и повышению скорости их испарения. Диэлектрический защитный экран играет одновременно роль взрывонепроницаемой оболочки и дополнительного теплозащитного покрытия (кевлар), что исключает повреждение внутренней конструкции самого КА при реализации предложенной технологии. Taking into account the difference in the velocities of the particle and the electromagnetic wave (radio emission), the desynchronization of heating with the beginning of the time of additional evaporation is no more than a few nanoseconds, i.e. it can be neglected. In addition, since Since the radiation consists of waves of different lengths, there is almost always a wave of a larger size than the diameter of the particle fragments, which contributes (in the case of the dielectric nature of the particle - presumably about 90% of cases) uniformity of depth heating and increase of their evaporation rate. The dielectric protective shield simultaneously plays the role of a flameproof enclosure and an additional heat-protective coating (Kevlar), which eliminates damage to the internal structure of the spacecraft itself when implementing the proposed technology.
Следовательно, падает пробивная способность метеорной частицы, увеличивается живучесть и срок активного существования космического объекта, существенно растет надежность его эксплуатации. Consequently, the penetration ability of a meteor particle decreases, the survivability of the space object increases, the reliability of its operation increases significantly.
Это можно проиллюстрировать следующим примером. Если задаться площадью преграды порядка 100 м2, площадью пробоя частицей 1 мм2 и условием его обязательности раз в год, то вероятность вторичного попадания метеорной частицы в одно и тоже место КА при прочих равных условиях, которую можно трактовать как ненадежность предложенной технологии, т.е. как отказ данного метода и системы противометеорной защиты (СПМЗ), ориентировочно составит 0.00000001. При этом на достижение данной вероятностью величины, равной единице потребуется затратить около 10 млн. лет, что многократно превосходит все долговременные характеристики современных КА отечественного и зарубежного производства, достигнутые на сегодня. Расчетная надежность КА с СПМЗ для вышеприведенных данных составит 1-0,00000001=0.99999999. Здесь также имеется в виду, что параметры метеорной частицы (см. ниже) находятся в пределах расчетного случая.This can be illustrated by the following example. If you set an obstacle area of about 100 m 2 , a breakdown area of 1 mm 2 and a condition of its obligatoriness once a year, then the probability of a secondary meteor particle falling into the same spacecraft ceteris paribus, which can be interpreted as unreliability of the proposed technology, t. e. as the failure of this method and the anti-meteor protection system (SPMZ), approximately will be 0.00000001. At the same time, it will take about 10 million years to achieve this probability of unity, which is many times higher than all the long-term characteristics of modern spacecraft of domestic and foreign production achieved to date. The calculated reliability of the spacecraft with SPMZ for the above data will be 1-0.00000001 = 0.99999999. It also means that the parameters of the meteor particle (see below) are within the calculated case.
Величину U, определяют по формуле
U > v•(m/C1/2),
где m - расчетная масса метеорной частицы;
v - расчетная скорость метеорной частицы;
C - электрическая емкость между преградой и корпусом КА.The value of U is determined by the formula
U> v • (m / C 1/2 ),
where m is the estimated mass of the meteor particle;
v is the estimated speed of the meteor particle;
C is the electric capacitance between the barrier and the spacecraft body.
Формула выводится из условия равенства кинетической энергии Eк = mv2/2 метеорной частицы и электрической энергии Wк = CU2/2, запасаемой в электрической емкости для заданного расчетного случая, т. е. для частицы и КА с определенными параметрами. При этом U, как параметр системы энергопитания, берется с некоторым запасом учитывая, что коэффициент преобразования энергии из одного вида в другую не равен 1.The formula is derived from the condition that the kinetic energy equation E = mv to 2/2 and meteor particles to electric energy W = CU 2/2 is stored in the capacitance for a given design case, ie. E. A particle and SC with certain parameters. Moreover, U, as a parameter of the power supply system, is taken with some margin, given that the coefficient of energy conversion from one type to another is not equal to 1.
Определение энергии метеорной частицы по формуле для кинетической энергии, а не по формуле Эйнштейна объясняется тем, что скорость этой частицы в подавляющем большинстве случаев много меньше скорости света. The determination of the energy of a meteor particle by the formula for kinetic energy, and not by the Einstein formula, is explained by the fact that the speed of this particle in the vast majority of cases is much less than the speed of light.
Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.
На металлический защитный экран 2 и электропроводящий слой 5, между которыми находится изоляционный слой 3, постоянно подана электрическая разность потенциалов U с накопительного конденсатора 8. Этот конденсатор через токоограничительный резистор 9 подключен к системе энергопитания 10 с помощью кабельной сети (не показана). An electric potential difference U from the storage capacitor 8 is constantly supplied to the metal protective shield 2 and the conductive layer 5 between which the insulating layer 3 is located. This capacitor is connected to the power supply system 10 via a current limiting resistor 9 via a cable network (not shown).
Изоляционный слой 3 необходим, чтобы блокировать автоэмиссию электронов в вакууме между металлическим защитным экраном 2 и электропроводящим слоем 5 под действием электрического поля от разности потенциалов U, что обеспечивает минимальные токи утечки (расход электроэнергии) в дежурном режиме. The insulating layer 3 is necessary to block electron emission in vacuum between the metal protective shield 2 and the electrically conductive layer 5 under the influence of an electric field from the potential difference U, which ensures minimum leakage currents (power consumption) in standby mode.
Необходимость в токоограничительном резисторе 9 вызвана требованием сохранения работоспособности устройства в части системы энергопитания 10 при срабатывании СПМЗ. The need for a current-limiting resistor 9 is caused by the requirement to maintain the operability of the device in terms of the power supply system 10 when the SPMZ is triggered.
Многослойный сетчатый металлический защитный экран 2 с покрытием изоляционным слоем 3 способствует рассеиванию конгломерата без существенного повреждения СПМЗ, т. к. останки конгломерата 4 по своим энергетическим величинам имеют заметно меньшие показатели, чем собственно частица. Тоже касается и их геометрических размеров. Поэтому отражение продуктов преобразования за пределы защитных экранов и, соответственно, КА для расчетных условий не должно оказывать большое влияние на работоспособность конструкции устройства как в случае с целиковым металлическим защитным экраном 2. Здесь имеем дело со своеобразным нелинейным механическим фильтром, регулярная структура которого с характерным размером, сопоставимым по величине с метеорной частицей (например, наибольшим диаметром 0,1 мм), "пропускает" останки, но не "пропускает" частицы, а пробивается ими. A multilayer mesh metal protective shield 2 coated with an insulating layer 3 contributes to the dispersion of the conglomerate without significant damage to the SPMZ, since the remains of conglomerate 4 have significantly lower energy values than the particle itself. The same applies to their geometric dimensions. Therefore, the reflection of the conversion products outside the protective shields and, accordingly, the spacecraft for the design conditions should not have a big impact on the operability of the device design as in the case of the entire metallic protective shield 2. Here we are dealing with a kind of nonlinear mechanical filter, the regular structure of which with a characteristic size , comparable in size to a meteor particle (for example, the largest diameter of 0.1 mm), "passes" the remains, but does not "pass" the particles, but breaks through them.
Для повышения долговечности защитного экрана 2 его выполняют из прочных тугоплавких материалов или покрывают соответствующим покрытием, например, на основе вольфрама. Изоляционный слой 3 может быть выполнен с использованием технологии тонких пленок, в т. ч. неметаллических, или керамики. To increase the durability of the protective screen 2, it is made of durable refractory materials or coated with an appropriate coating, for example, based on tungsten. The insulating layer 3 can be made using the technology of thin films, including non-metallic, or ceramics.
При пробое метеорной частицей металлического защитного экрана 2 в цепи 2-3-5-8 протекает импульсный ток разряда конденсатора, образованного электрической емкостью оболочек (экранов) и вспомогательной (конструктивной) накопительной емкостью 8. Эта емкость необходима для проектного обеспечения энергетики расчетного случая при нехватке в этих целях величины электроемкости защитных оболочек КА, которые для данной электрической схемы включения суммируются. Величина разрядного тока в основном определяется кинетическими параметрами частицы. Таким образом, возникает своеобразная автоматическая регулировка получаемой величины дополнительного тепла, что является важным преимуществом устройства и увеличивает надежность его работы, а также эксплуатации КА в целом. When a metal protective shield 2 is broken by a meteor particle in a circuit 2-3-5-8, a pulsed discharge current of a capacitor flows, formed by the electrical capacity of the shells (screens) and auxiliary (constructive) storage capacity 8. This capacity is necessary for the design power supply of the design case with a shortage for these purposes, the electric capacities of the spacecraft containment shells, which are summed up for a given electrical circuit. The magnitude of the discharge current is mainly determined by the kinetic parameters of the particle. Thus, a kind of automatic adjustment of the obtained amount of additional heat occurs, which is an important advantage of the device and increases the reliability of its operation, as well as the operation of the spacecraft as a whole.
После срабатывания СПМЗ конгломерат 4 дополнительно испаряется и рассеивается, а электроемкость с постоянной времени t = RC, где R - величина токоограничительного резистора 8, С - см. выше, начинает заряжаться от системы энергопитания 10. По истечении времени примерно (3-4)t СПМЗ снова готова к работе. Для C = 0,1 Ф и R = 1 кОм это составит около 300-400, для C = 0,01 Ф и R = 0,1 кОм соответственно 3-4 с, что является достаточным при выборе конструктивных параметров для защиты КА от одиночных частиц. After the operation of the SPMZ, the conglomerate 4 additionally evaporates and dissipates, and the electric capacity with a time constant t = RC, where R is the value of the current-limiting resistor 8, C - see above, starts charging from the power supply system 10. After a time of approximately (3-4) t SPMZ is ready for work again. For C = 0.1 F and R = 1 kOhm this will be about 300-400, for C = 0.01 F and R = 0.1 kOhm, respectively 3-4 s, which is sufficient when choosing design parameters to protect the spacecraft from single particles.
Останки конгломерата 4 поглощаются и отражаются диэлектрическим защитным экраном 6. Межоболочечные крепления КА и конструктивных элементов не показаны. The remains of the conglomerate 4 are absorbed and reflected by a dielectric protective shield 6. The inter-shell attachments of the spacecraft and structural elements are not shown.
Под одиночными частицами подразумеваются те, время между попаданиями которых в КА превосходит постоянную времени заряда СПМЗ. By single particles are meant those whose time between hits in the spacecraft exceeds the time constant of the charge of the SPMZ.
Резкого повышения быстродействия СПМЗ, например, для работы в условиях метеорного дождя или межзвездной пыли, можно достичь использованием секционированных конденсаторно-резисторных цепочек в т. ч. фрагментов защитных экранов, включенных электрически параллельно. A sharp increase in the speed of SPMZ, for example, for working in meteor shower or interstellar dust, can be achieved by using sectioned capacitor-resistor chains, including fragments of protective shields connected electrically in parallel.
Предложенные способ и устройство могут обеспечить экономию общественных затрат на производство и эксплуатацию КА различного назначения: автоматические межпланетные станции и пилотируемые полеты, геодезические искусственные спутники Земли, специальные аппараты и во многих других случаях. При этом отказ от восполняющих запусков сэкономит материальные, сырьевые и энергетические ресурсы. Улучшит экологию среды обитания. Приведет к меньшему засорению космического пространства. The proposed method and device can provide savings in public costs for the production and operation of spacecraft for various purposes: automatic interplanetary stations and manned flights, geodetic artificial Earth satellites, special vehicles and in many other cases. At the same time, refusal from replenishing launches will save material, raw materials and energy resources. Improve the ecology of the habitat. Will lead to less clogging of outer space.
Источники информации
1.Сафонов Б. Повышение живучести танков. Зарубежное военное обозрение. - 1989, N 1, с 25-32.Sources of information
1.Safonov B. Increasing the survivability of tanks. Foreign military review. - 1989, N 1, p. 25-32.
2. Скуридин Г. А. К комете Галлея. В кн,: Будущее науки Международный ежегодник. - М.: Знание, 1984, вып. 17, с. 92-108. 2. Skuridin G. A. To Halley's comet. In: The Future of Science International Yearbook. - M.: Knowledge, 1984, no. 17, p. 92-108.
3. Ковтуненко В. М. Навстречу комете Галлея - проект "Вега" В кн.: Гагаринские научные чтения по космонавтике и авиации 1985 г. - М.: Наука, 1986. 3. Kovtunenko V. M. Towards Halley's comet - the Vega project. In the book: Gagarin Scientific Readings on Cosmonautics and Aviation 1985 - M .: Nauka, 1986.
4. Заявка Великобритании N 2190544, H 01 T 23/00. 4. UK application N 2190544, H 01 T 23/00.
Claims (5)
U > v • (m / C)1/2,
где m - расчетная масса метеорной частицы;
v - расчетная скорость метеорной частицы;
C - электрическая емкость между преградой и корпусом КА.1. A method of protecting a spacecraft (SC) from meteor particles, based on the interaction of a meteor particle with an obstacle in front of the spacecraft body, the conversion of the kinetic energy of a meteor particle into kinetic energy of fragment flows and into the thermal energy of a plasma stream when exposed to a potential difference between the obstacle and the body spacecraft to the stream of fragments and plasma, characterized in that the resulting fragments evaporate due to the energy of the electric discharge in the plasma at a potential difference, the value of otoroy determined by the formula:
U> v • (m / C) 1/2 ,
where m is the estimated mass of the meteor particle;
v is the estimated speed of the meteor particle;
C is the electric capacitance between the barrier and the spacecraft body.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94027439A RU2128609C1 (en) | 1994-07-19 | 1994-07-19 | Method of protection of spacecraft against meteor particles and device for realization of this method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94027439A RU2128609C1 (en) | 1994-07-19 | 1994-07-19 | Method of protection of spacecraft against meteor particles and device for realization of this method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU94027439A RU94027439A (en) | 1996-06-27 |
| RU2128609C1 true RU2128609C1 (en) | 1999-04-10 |
Family
ID=20158754
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU94027439A RU2128609C1 (en) | 1994-07-19 | 1994-07-19 | Method of protection of spacecraft against meteor particles and device for realization of this method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2128609C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2481256C1 (en) * | 2011-10-24 | 2013-05-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | Device for protection spacecraft from meteorite particles |
| RU2612474C1 (en) * | 2015-10-13 | 2017-03-09 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Protection method of spacecraft from static electricity and device for its implementation |
| RU2623782C1 (en) * | 2016-03-02 | 2017-06-29 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение им. С.А.Лавочкина" (АО "НПО Лавочкина") | Screen for spacecraft protection from high speed impact actions of the space environment particles |
-
1994
- 1994-07-19 RU RU94027439A patent/RU2128609C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Фаворовский О.Н. и др. вопросы теплообмена в космосе. - М.: Высшая школа, 1976, с. 173. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2481256C1 (en) * | 2011-10-24 | 2013-05-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | Device for protection spacecraft from meteorite particles |
| RU2612474C1 (en) * | 2015-10-13 | 2017-03-09 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Protection method of spacecraft from static electricity and device for its implementation |
| RU2623782C1 (en) * | 2016-03-02 | 2017-06-29 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение им. С.А.Лавочкина" (АО "НПО Лавочкина") | Screen for spacecraft protection from high speed impact actions of the space environment particles |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU94027439A (en) | 1996-06-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8981261B1 (en) | Method and system for shockwave attenuation via electromagnetic arc | |
| RU2128609C1 (en) | Method of protection of spacecraft against meteor particles and device for realization of this method | |
| Malaspina et al. | Clouds of spacecraft debris liberated by hypervelocity dust impacts on parker solar probe | |
| US20070238252A1 (en) | Cosmic particle ignition of artificially ionized plasma patterns in the atmosphere | |
| Rosen | Spacecraft charging: Environment-induced anomalies | |
| Dupont | Nuclear explosions in orbit | |
| Parmentola et al. | Particle-beam weapons | |
| RU2046210C1 (en) | Electric rocket engine | |
| Sovey et al. | Electromagnetic emission experiences using electric propulsion systems | |
| Krishnamoorthy et al. | Investigation of plasma–surface interaction effects on pulsed electrostatic manipulation for reentry blackout alleviation | |
| Levy et al. | Simulation of in-flight ESD anomalies triggered by photoemission, micrometeoroid impact and pressure pulse | |
| Balcomb et al. | Nuclear pulsed space propulsion systems | |
| Davidson | Environmental Problems of Space Flight Structures: II. Meteoroid Hazard | |
| Palchikov et al. | Pulse X-ray device for stereo imaging and few-projection tomography of explosive and fast processes | |
| RU2124821C1 (en) | Device for use of atmospheric electricity - atmospheric power plant of flight vehicles and spaceships | |
| Reinhard | The Giotto mission to comet Halley | |
| Yashko et al. | Analysis of thruster requirements and capabilities for local satellite clusters | |
| VONDRA | One millipound pulsed plasma thruster development | |
| Bethe et al. | Appendix A: New BMD Technologies | |
| Office of Technology Assessment | Directed Energy Missile Defense in Space | |
| Johnson | Detection and analysis of the electromagnetic pulse from hypervelocity impact plasma expansion | |
| Sabaroff | Sources and effects of electrical charge accumulation and dissipation on spacecraft | |
| Lynch | THE LEONID METEOROID SHOWER: LESSONS LEARNED FROM 1997 AND PLANS FOR 1998–2001 | |
| Juhász et al. | Charged dust dynamics above the surface of a comet far from the Sun | |
| Bennett | Survivability considerations in the design of space power systems |