RU2771800C1 - Device for protecting spacecraft from micrometeoroids - Google Patents
Device for protecting spacecraft from micrometeoroids Download PDFInfo
- Publication number
- RU2771800C1 RU2771800C1 RU2021123178A RU2021123178A RU2771800C1 RU 2771800 C1 RU2771800 C1 RU 2771800C1 RU 2021123178 A RU2021123178 A RU 2021123178A RU 2021123178 A RU2021123178 A RU 2021123178A RU 2771800 C1 RU2771800 C1 RU 2771800C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- particles
- micrometeoroids
- screen
- combs
- Prior art date
Links
- 230000002633 protecting Effects 0.000 title claims description 12
- 239000002245 particle Substances 0.000 claims abstract description 50
- 210000004279 Orbit Anatomy 0.000 claims abstract description 16
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 16
- 210000001520 Comb Anatomy 0.000 claims abstract description 12
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminum Chemical group [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 12
- CREMABGTGYGIQB-UHFFFAOYSA-N carbon carbon Chemical compound C.C CREMABGTGYGIQB-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 6
- 239000011203 carbon fibre reinforced carbon Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims abstract description 5
- REDXJYDRNCIFBQ-UHFFFAOYSA-N aluminium(3+) Chemical class [Al+3] REDXJYDRNCIFBQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 5
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 239000002861 polymer material Substances 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000001681 protective Effects 0.000 description 17
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 7
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 6
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 6
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 5
- 210000004027 cells Anatomy 0.000 description 4
- 210000003850 cellular structures Anatomy 0.000 description 3
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 3
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 3
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 3
- 238000006062 fragmentation reaction Methods 0.000 description 3
- 230000001965 increased Effects 0.000 description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 3
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 2
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910001030 Iron–nickel alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 210000003660 Reticulum Anatomy 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010949 copper Substances 0.000 description 1
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 description 1
- 238000010192 crystallographic characterization Methods 0.000 description 1
- 230000001066 destructive Effects 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 1
- 239000000428 dust Substances 0.000 description 1
- 230000002708 enhancing Effects 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 1
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 1
- 230000003116 impacting Effects 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 239000004745 nonwoven fabric Substances 0.000 description 1
- 230000000149 penetrating Effects 0.000 description 1
- 239000011164 primary particle Substances 0.000 description 1
- 239000011163 secondary particle Substances 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N tungsten Chemical compound [W] WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052721 tungsten Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010937 tungsten Substances 0.000 description 1
- -1 tungsten-nickel-iron Chemical compound 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области обеспечения долговременной устойчивости космической деятельности и может быть использовано для защиты космического аппарата от столкновения с микрометеороидами (ММ) или с мелкодисперсной фракцией частиц космического мусора (КМ) (размер от 1 мкм до 5 мм).The invention relates to the field of ensuring the long-term sustainability of space activities and can be used to protect a spacecraft from collisions with micrometeoroids (MM) or with a fine fraction of space debris (SM) particles (size from 1 μm to 5 mm).
Известно защищенное патентом изобретение аналог: заявка №2003127170/11 B64G 1/56 от 08.09.2003 «Применение водяного льда в качестве защитного покрытия космических объектов от механических повреждений на орбите» (Глухих И.Н., Челяев В.Ф., Щербаков А.Н., и др.). В качестве защитного покрытия космического корабля предложено применение покрытия из водяного льда (или водо-ледяной смеси). Технический результат реализации изобретения заключается в расширении арсенала защитных покрытий космических аппаратов, длительное время находящихся на орбите, где присутствуют мелкодисперсные механические частицы (пыль, мелкие фрагменты КА и т.п.).An analogue protected by a patent is known: application No. 2003127170/11 B64G 1/56 dated 09/08/2003 "Use of water ice as a protective coating for space objects from mechanical damage in orbit" (Glukhikh I.N., Chelyaev V.F., Shcherbakov A. .N., etc.). As a protective coating for a spacecraft, it is proposed to use a coating of water ice (or a water-ice mixture). The technical result of the invention is to expand the arsenal of protective coatings for spacecraft that are in orbit for a long time, where fine mechanical particles (dust, small fragments of spacecraft, etc.) are present.
Данные устройства обеспечивают защиту космического аппарата (КА) от столкновения с микрометеоритами, мелкими фрагментами космического мусора, если они не обладают слишком большой скоростью и массой. Кроме того, при воздействии тепловых потоков данное покрытие не обеспечивает достаточную надежность и стойкость при механических воздействиях.These devices protect the spacecraft (SC) from collisions with micrometeorites, small fragments of space debris, if they do not have too high speed and mass. In addition, when exposed to heat fluxes, this coating does not provide sufficient reliability and resistance to mechanical stress.
Известно защищенное патентом изобретение аналог: патент №2299838, B64G 1/56 от 08.12.2005 «Устройство для защиты космических аппаратов и станций от высокоскоростного ударного воздействия частиц космической среды» (Кононенко М.М., Малкин А.И., Шумихин Т.А.).An analogue protected by a patent is known: patent No. 2299838, B64G 1/56 dated 08.12.2005 "Device for protecting spacecraft and stations from high-speed impact of particles of the space environment" (Kononenko M.M., Malkin A.I., Shumikhin T. BUT.).
Предлагаемое устройство содержит защитный экран ячеистой конструкции. Ячеистая конструкция защитного экрана представляет собой дискретно расположенные и закрепленные на несущей основе компактные массивные элементы. Компактные массивные элементы выполнены из плотного материала. Размер ячейки данной конструкции защитного экрана не превышает половины, а размер компактного массивного элемента - одной четверти минимального характерного размера опасной частицы. В качестве несущей основы может быть использована сетка. В этом случае компактные массивные элементы закреплены в узлах сетки. В качестве несущей основы может применяться легкая ткань или нетканый материал низкой плотности. В качестве плотного материала компактных массивных элементов могут быть использованы алюминий, сталь, медь или композиционный материал, содержащий вольфрам или сплав вольфрам-никель-железо. Предлагаемое устройство позволяет обеспечить достаточную глубину проникновения элементов конструкции защитного экрана в ударяющую частицу и тем самым осуществить ее разрушение. Устройство работает только для частиц определенного размера. Кроме того, экран трудоемок в изготовлении и не обеспечивает достаточной надежности и стойкости к разрушению из-за не равнопрочности конструкции.The proposed device contains a protective screen of a cellular structure. The cellular structure of the protective screen consists of compact massive elements discretely located and fixed on a supporting base. Compact massive elements are made of dense material. The cell size of this design of the protective screen does not exceed half, and the size of a compact massive element - one quarter of the minimum characteristic size of a hazardous particle. A mesh can be used as a carrier base. In this case, compact massive elements are fixed at the grid nodes. The carrier can be a lightweight fabric or a low density nonwoven fabric. Aluminum, steel, copper, or a composite material containing tungsten or a tungsten-nickel-iron alloy can be used as a dense material for compact massive elements. The proposed device makes it possible to ensure a sufficient depth of penetration of the protective screen structural elements into the impacting particle and thereby to carry out its destruction. The device works only for particles of a certain size. In addition, the screen is laborious to manufacture and does not provide sufficient reliability and resistance to destruction due to uneven strength of the structure.
Известно защищенное патентом изобретение аналог: патент №2457160, B64G 1/56 от 27.07.2012 «Экран для защиты космического аппарата от высокоскоростного ударного воздействия метеороидов» (Тулин Д.В., Клишин А.Ф., Добрица Д.Б., Чухлов В.Д.). Экран содержит ячеистую конструкцию из металлической сетки. Экран выполнен сборным из ячеек, каждая из которых имеет форму правильного многоугольника и выполнена из двух слоев металлической сетки, обжатых по периметру п-образными металлическими полосками. В одном из слоев металлической сетки выполнены пуклевки - выпуклости, которые контактируют с другим слоем. Ячейки сшиты между собой металлической проволокой. Достигается уменьшение веса защитного экрана. Технология изготовления экрана требует объединения ячеек и наличия дополнительных точек опор со стороны защищаемой конструкции, что усложняет технологию изготовления экрана. К недостатку данного экрана следует отнести его большую массу, что не позволяет его применение для защиты малогабаритных элементов КА.An analogue patented invention is known: patent No. 2457160, B64G 1/56 dated 07/27/2012 "Screen for protecting a spacecraft from high-speed meteoroid impact" (Tulin D.V., Klishin A.F., Dobritsa D.B., Chukhlov V.D.). The screen contains a cellular structure made of metal mesh. The screen is made of prefabricated cells, each of which has the shape of a regular polygon and is made of two layers of a metal mesh, crimped around the perimeter by U-shaped metal strips. In one of the layers of the metal mesh, bulges are made, which are in contact with another layer. The cells are sewn together with metal wire. A reduction in the weight of the protective screen is achieved. The screen manufacturing technology requires the combination of cells and the presence of additional support points on the side of the protected structure, which complicates the screen manufacturing technology. The disadvantage of this screen is its large mass, which does not allow its use to protect small spacecraft elements.
Известно защищенное патентом изобретение - аналог: патент №2623782 B64G 1/56 от 29.06.2017 «Экран для защиты космического аппарата от высокоскоростного ударного воздействия частиц космической среды» (Добрица Д.Б., Герасимов А.В., Пашков С.В., Христенко Ю.Ф.). Экран содержит ячеистую конструкцию из гофрированной металлической сетки. Гофры сетки расположены параллельно с шагом, в 2-3 раза большим толщины проволоки сетки. Высота гофров в 3-5 раз превышает минимальный характерный размер соударяющихся с КА частиц. Экран может быть выполнен двухслойным, с ориентацией гофров второго слоя перпендикулярно гофрам первого слоя. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности защиты КА от высокоскоростных частиц путем увеличения степени фрагментации этих частиц без возрастания массы экрана. Данное устройство можно использовать лишь для частиц космической среды, размер которых должен быть в 3-5 раз меньше размера гофры. Недостатком данного экрана является технологическая сложность и значительные массовые затраты на его изготовление.A patented invention is known - an analogue: patent No. 2623782 B64G 1/56 dated 06/29/2017 "Screen for protecting a spacecraft from high-speed impact of particles of the space environment" (Dobritsa D.B., Gerasimov A.V., Pashkov S.V. , Khristenko Yu.F.). The screen contains a honeycomb structure made of corrugated metal mesh. The corrugations of the mesh are arranged in parallel with a step 2-3 times greater than the thickness of the mesh wire. The height of the corrugations is 3-5 times higher than the minimum characteristic size of particles colliding with the spacecraft. The screen can be made two-layer, with the corrugations of the second layer oriented perpendicular to the corrugations of the first layer. The technical result of the invention is to increase the efficiency of the spacecraft protection from high-speed particles by increasing the degree of fragmentation of these particles without increasing the mass of the screen. This device can only be used for particles of the space environment, the size of which should be 3-5 times smaller than the size of the corrugations. The disadvantage of this screen is the technological complexity and significant mass costs for its manufacture.
Известно защищенное патентом изобретение - прототип патент №2680359 от 19.02.2019, B64G 1/56 (2006.01) «Устройство для защиты космического аппарата от высокоскоростного ударного воздействия частиц космического мусора» (авторы Архипов В.А., Яковлев М.В. и др.). Устройство выполнено в виде двухслойного защитного экрана, каждый слой выполнен в виде гребенки из перфорированной алюминиевой конструкции с конусообразными элементами, на вершины конусов нанесено покрытие из твердого сплава или композиционного материала, полости между конусами заполнены углерод-углеродным материалом.A patented invention is known - a prototype patent No. 2680359 dated February 19, 2019, B64G 1/56 (2006.01) "A device for protecting a spacecraft from high-speed impact of space debris particles" (authors Arkhipov V.A., Yakovlev M.V. and others .). The device is made in the form of a two-layer protective screen, each layer is made in the form of a comb of a perforated aluminum structure with cone-shaped elements, the tops of the cones are coated with a hard alloy or composite material, the cavities between the cones are filled with carbon-carbon material.
Недостатком данного технического решения является:The disadvantage of this technical solution is:
- недостаточное количество слоев для обеспечения соударения частиц КМ и ММ с вершиной конусообразных элементов, хотя бы с одной из гребенок;- insufficient number of layers to ensure the impact of the particles of CM and MM with the top of the cone-shaped elements, at least with one of the combs;
- не учитывается распределение вероятностей углов падения частиц КМ и ММ на корпус КА для рабочей орбиты КА;- the probability distribution of the angles of incidence of CM and MM particles on the SC body for the SC operating orbit is not taken into account;
- низкая эффективность передачи тангенциальной составляющей импульса частицы.- low efficiency of transmission of the tangential component of the momentum of the particle.
Целью изобретения является создание экрана КА для защиты от воздействии мелкодисперсной фракцией частиц космического мусора или микрометеороидов с учетом его рабочей орбиты,The aim of the invention is to create a spacecraft screen to protect against the impact of a fine fraction of space debris particles or micrometeoroids, taking into account its working orbit,
Техническим результатом является повышение безопасности космических аппаратов при воздействии на них микрометеороидов или мелкодисперсной фракции частиц космического мусора.The technical result is to increase the safety of spacecraft when exposed to micrometeoroids or a fine fraction of space debris particles.
Указанный технический результат достигается тем, что устройство экрана для защиты космических аппаратов от ударного воздействия мелкодисперсной фракции частиц космического мусора и микрометеороидов, выполняется в виде многослойного пакета. Конструкция защитного экрана (фигура), состоит из расположенных параллельно друг другу слоев гребенок из перфорированной алюминиевой конструкции (2). Гребенки имеют зубцы конусообразной формы. Вершины зубцов покрыты твердым сплавом (3), а пространство между ними заполнено углерод углеродным материалом (4) для увеличения жесткости и прочности экрана. Экран снабжен дополнительным слоем полимерного материала (1). Зубцы гребенок экрана имеют наклон вертикальной оси в вероятном направлении подлета микрометеороидов к космическому аппарату исходя из параметров его орбиты. Соседние гребенки смещены относительно друг друга так, что при вероятном направлении движения микрометеороидов к космическому аппарату обеспечивается их гарантированное соударение хотя бы с одной из вершин зубцов гребенок. Углы при вершинах конусов могут варьироваться в определенных пределах, а сами вершины конусов указанных алюминиевых слоев наклонены на угол, зависящий от орбиты нахождения КА, и сдвинуты относительно друг друга в горизонтальной плоскости, чтобы минимизировать прохождение микрометеороидов через экран без взаимодействия с вершинами конусов, как показано на фигуре. Экран установлен на космическом аппарате через слой углерод - углеродного материала, Данная конструкция обладает высокой экранирующей способностью.The specified technical result is achieved by the fact that the screen device for protecting spacecraft from the impact of a fine fraction of space debris particles and micrometeoroids is made in the form of a multilayer package. The design of the protective screen (figure) consists of comb layers arranged parallel to each other from a perforated aluminum structure (2). The combs have cone-shaped teeth. The tops of the teeth are coated with hard alloy (3), and the space between them is filled with carbon-carbon material (4) to increase the rigidity and strength of the screen. The screen is provided with an additional layer of polymer material (1). The teeth of the screen combs have an inclination of the vertical axis in the probable direction of approach of micrometeoroids to the spacecraft based on the parameters of its orbit. Neighboring combs are displaced relative to each other so that in the probable direction of movement of micrometeoroids towards the spacecraft, their guaranteed collision with at least one of the tops of the teeth of the combs is ensured. The angles at the tops of the cones can vary within certain limits, and the tops of the cones of these aluminum layers are inclined at an angle depending on the spacecraft's orbit and shifted relative to each other in the horizontal plane to minimize the passage of micrometeoroids through the screen without interaction with the tops of the cones, as shown on the figure. The screen is installed on the spacecraft through a layer of carbon - carbon material. This design has a high screening capacity.
Обоснование практической реализуемости заявляемого «Устройства для защиты космического аппарата от воздействия микрометеороидов» и мелкой фракции частиц космического мусора заключается в следующем.The substantiation of the practical feasibility of the proposed "Device for protecting the spacecraft from the impact of micrometeoroids" and the fine fraction of space debris particles is as follows.
При воздействии ММ или частиц КМ особенности конструкции защитного экрана оказывают существенное влияние на соотношение между интегральными величинами кинетической и внутренней энергии первичной и вторичных частиц, и на перераспределение их энергии с учетом массы, элементного состава частиц и защитного материала, а также угла падения налетающих частиц, их скорости соударения и разрушенной части экрана.When exposed to MM or CM particles, the design features of the protective screen have a significant effect on the ratio between the integral values of the kinetic and internal energies of primary and secondary particles, and on the redistribution of their energy, taking into account the mass, elemental composition of particles and protective material, as well as the angle of incidence of incident particles, their impact speed and the destroyed part of the screen.
Качество защиты определяется эффективностью дробления налетающей частицы (характерным размером фрагментов разрушения), величиной угла разлета ее фрагментов (поперечным импульсом, приобретенным фрагментами частицы в результате ее ударного разрушения), а также пробегом частицы через материал, из которого изготовлен экран.The quality of protection is determined by the efficiency of fragmentation of an incident particle (characteristic size of fragments of destruction), the value of the angle of expansion of its fragments (transverse momentum acquired by fragments of a particle as a result of its impact destruction), as well as the path of a particle through the material from which the screen is made.
В работе D.E. Grady, N.A. Winfree. Impact fragmentation of high - velocity compact projectiles on thin plates: a physical and statistical characterization of fragment debris. Int. J. ImpactEng. 26 (2001), 249-262 и патенте №2680359, отмечено, что из-за низкой эффективности передачи тангенциальной составляющей импульса частицы при столкновении ее с плоской преградой практически не происходит внедрения элементов преграды в тело частицы (что способствовало бы ее разрушению). Совершенно другая картина наблюдается в многослойной конструкции защитного экрана (фигура), представляющую алюминиевую конструкцию с конусообразными элементами, вершины которых выполнены с повышенной твердостью (за счет покрытия из твердого сплава или композиционного материала, например, на основе графита), что позволяет вершинам защитного экрана при соударении с частицами ММ проникать в их структуру. В представляющем интерес диапазоне скоростей соударения (для геостационарных орбит (ГСО) скорость соударения составляет ~ 1 км/сек, а для низких околоземных орбит (НОО) может достигать значения ~10 км/сек) и для частиц рассматриваемого размера (менее 5 мм), внедрение вершины конуса в частицу происходит по механизму кратерообразования, описанного в патенте №2680359. Суть его заключается в том, что основная часть энергии налетающей частицы расходуется на разрушение самой частицы с образованием более мелкой фракции, разлетающейся от защитного экрана в поперечном направлении.In the work of D.E. Grady, N.A. winfree. Impact fragmentation of high - velocity compact projectiles on thin plates: a physical and statistical characterization of fragment debris. Int. J. ImpactEng. 26 (2001), 249-262 and patent No. 2680359, it is noted that due to the low efficiency of the transfer of the tangential component of the particle momentum when it collides with a flat barrier, there is practically no penetration of the barrier elements into the body of the particle (which would contribute to its destruction). A completely different picture is observed in the multilayer structure of the protective screen (figure), which is an aluminum structure with cone-shaped elements, the tops of which are made with increased hardness (due to a coating of a hard alloy or a composite material, for example, based on graphite), which allows the tops of the protective screen to collision with MM particles to penetrate into their structure. In the range of impact velocities of interest (for geostationary orbits (GSO) the impact velocity is ~1 km/s, and for low Earth orbits (LEO) it can be as high as ~10 km/s) and for particles of the considered size (less than 5 mm), the introduction of the top of the cone into the particle occurs according to the mechanism of cratering described in patent No. 2680359. Its essence lies in the fact that the main part of the energy of the incident particle is spent on the destruction of the particle itself with the formation of a finer fraction that expands from the protective screen in the transverse direction.
Распределение вероятностей углов падения частиц КМ и ММ на корпус КА зависят от орбиты нахождения космического объекта и соответствуют распределению Гаусса [А.И. Назаренко «Моделирование космического мусора» (ИКИ РАН, 2013, 216 с., ISBN 978-5-9903101-6-2)]. Согласно данным работы [Космический мусор, в 2 кн., Кн. 1. Методы наблюдения и модели космического мусора / Под. науч. ред. д.т.н., проф. Г.Г. Райкунова. - М.: ФИЗМАТ ЛИТ, 2014. -248 с. - ISBN 978-5-9221-1503-2] для низких околоземных орбит (менее 2000 км) с наибольшей вероятностью углы подлета частиц космического мусора к КА составляют от 60° до 120°, а для ГСО наиболее вероятные углы подлета частиц космического мусора к КА составляют от 150° до 210° в зависимости от орбиты нахождения космического аппарата. Учитывая выше сказанное, целесообразно, для выбранной орбиты, на которой планируется использовать космический аппарат, алюминиевые конуса защитного экрана изготовлять с наклоном на угол, соответствующий максимальной вероятности воздействия частиц КМ и ММ, то есть направление вершин конусов должно быть противоположно направлено потоку частиц ММ и КМ. Кроме того, вершины конусов алюминиевых слоев, рассматриваемого пакета, сдвигают относительно друг друга в горизонтальном направлении, чтобы минимизировать прохождение частиц КМ и ММ через экран без взаимодействия с вершинами конусов, как показано на фигуре 1.The probability distribution of the angles of incidence of CM and MM particles on the spacecraft body depends on the orbit of the space object and corresponds to the Gaussian distribution [A.I. Nazarenko "Space Debris Modeling" (IKI RAS, 2013, 216 pp., ISBN 978-5-9903101-6-2)]. According to the data of the work [Space debris, in 2 books., Prince. 1. Methods of observation and models of space debris / Under. scientific ed. d.t.s., prof. G.G. Raykunov. - M.: FIZMAT LIT, 2014. -248 p. - ISBN 978-5-9221-1503-2] for low Earth orbits (less than 2000 km) with the highest probability the angles of approach of space debris particles to the spacecraft are from 60° to 120°, and for GSO the most probable angles of approach of space debris particles to The spacecraft range from 150° to 210° depending on the orbit of the spacecraft. Considering the above, it is expedient, for the chosen orbit where the spacecraft is planned to be used, to manufacture aluminum cones of the protective screen with an inclination at an angle corresponding to the maximum probability of impact of CM and MM particles, that is, the direction of the tops of the cones should be opposite to the flow of MM and CM particles . In addition, the tops of the cones of the aluminum layers of the package under consideration are shifted relative to each other in the horizontal direction in order to minimize the passage of CM and MM particles through the screen without interacting with the tops of the cones, as shown in figure 1.
Выбор оптимального экрана для защиты от ММ определяется орбитой нахождения космического аппарата, которой соответствует определенная плотность распределения потока частиц, а также распределения по размерам, скоростям и направлениям соударений ММ и частиц КМ с КА. Исходя из данных условий, определяются: угол вершины конуса, наклоны вертикальной оси вершин конуса (в соответствии с рассчитанной дисперсией и математическим ожиданием потока частиц для заданной орбиты), количество алюминиевых слоев в экране, величина сдвига каждого последующего алюминиевого слоя относительно предыдущего.The choice of the optimal screen for protection against MM is determined by the orbit of the spacecraft, which corresponds to a certain particle flux distribution density, as well as the size distribution, velocities and directions of MM and SM particles collisions with the spacecraft. Based on these conditions, the following are determined: the angle of the cone apex, the inclinations of the vertical axis of the cone apexes (in accordance with the calculated dispersion and the mathematical expectation of the particle flux for a given orbit), the number of aluminum layers in the screen, the amount of shift of each subsequent aluminum layer relative to the previous one.
Выбор в качестве дополнительного слоя полимерного материала перед каждым алюминиевым слоем обусловлен следующим.The choice of a polymeric material as an additional layer before each aluminum layer is due to the following.
На начальном этапе в теле налетающей частицы формируется канавка (кратер), вытянутая в направлении вершины конуса, который деформируясь, заполняет ее вместе с элементами полимерного материала. Передача импульса налетающей частицы от внедряющейся вершины конуса защитного экрана по нормали передается стенкам канавки самой налетающей частицы, способствуя, тем самым, ее разлету в поперечном направлении, что происходит по сравнительно быстрому механизму. Эффект усиливается за счет перехода в газофазное состояние элементов полимерного материала, попадающего в канавку с поверхности экрана. Слой из полимерного материала позволяет повысить эффективность защитного экрана за счет более высокого давления, возникающего в кратере частицы из-за перехода полимерного материала в газовую фазу. Толщина слоя из полимерного материала может составлять ~ 5÷20 микрон, что не приведет к существенным изменениям массовых характеристик защитного экрана. Экран устанавливается на космическом аппарате через слой углерод - углеродного материала, что позволяет повысить эффективность защитного экрана за счет высокой ударной прочности и твердости данного материала и способствует снижению пробега микрометеороидов в рассматриваемой конструкции.At the initial stage, a groove (crater) is formed in the body of the incident particle, which is elongated in the direction of the top of the cone, which, being deformed, fills it together with elements of the polymer material. The momentum transfer of the incident particle from the penetrating top of the protective screen cone is transferred along the normal to the walls of the groove of the incident particle itself, thereby contributing to its expansion in the transverse direction, which occurs according to a relatively fast mechanism. The effect is enhanced by the transition to the gas-phase state of the elements of the polymer material that enters the groove from the surface of the screen. The layer of polymeric material makes it possible to increase the effectiveness of the protective screen due to the higher pressure that occurs in the particle crater due to the transition of the polymeric material to the gas phase. The thickness of the layer of polymeric material can be ~ 5÷20 microns, which will not lead to significant changes in the mass characteristics of the protective screen. The screen is installed on the spacecraft through a layer of carbon-carbon material, which makes it possible to increase the effectiveness of the protective screen due to the high impact strength and hardness of this material and helps to reduce the range of micrometeoroids in the considered design.
Таким образом, изобретение позволяет усилить разрушающее воздействие на налетающие микрометеороиды или на мелкодисперсную фракцию частиц космического мусора. Техническая возможность реализации и практическое использование заявляемой конструкции экрана не вызывает сомнений.Thus, the invention makes it possible to enhance the destructive effect on incoming micrometeoroids or on the fine fraction of space debris particles. The technical feasibility and practical use of the proposed screen design is beyond doubt.
Claims (1)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2771800C1 true RU2771800C1 (en) | 2022-05-12 |
Family
ID=
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2819145C1 (en) * | 2023-08-18 | 2024-05-14 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Device for protection of inhabited objects against impact action of particles of space environment |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6298765B1 (en) * | 1998-12-02 | 2001-10-09 | Mcdonnell Douglas Corporation | Multi-shock assembly for protecting a spacecraft surface from hypervelocity impactors |
| RU2299838C1 (en) * | 2005-12-08 | 2007-05-27 | Михаил Михайлович Кононенко | Device for protection of spacecraft and space stations against high-velocity impact action of space medium particles |
| US20150259081A1 (en) * | 2014-03-13 | 2015-09-17 | The Boeing Company | Integrated armor for hypervelocity impacts |
| 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 |
| RU2680359C1 (en) * | 2018-04-11 | 2019-02-19 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Device for protection of space apparatus from high-speed shock exposure to particles of space garbage |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6298765B1 (en) * | 1998-12-02 | 2001-10-09 | Mcdonnell Douglas Corporation | Multi-shock assembly for protecting a spacecraft surface from hypervelocity impactors |
| RU2299838C1 (en) * | 2005-12-08 | 2007-05-27 | Михаил Михайлович Кононенко | Device for protection of spacecraft and space stations against high-velocity impact action of space medium particles |
| US20150259081A1 (en) * | 2014-03-13 | 2015-09-17 | The Boeing Company | Integrated armor for hypervelocity impacts |
| 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 |
| RU2680359C1 (en) * | 2018-04-11 | 2019-02-19 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Device for protection of space apparatus from high-speed shock exposure to particles of space garbage |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2819145C1 (en) * | 2023-08-18 | 2024-05-14 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Device for protection of inhabited objects against impact action of particles of space environment |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Cuzzi et al. | The vertical structure and thickness of Saturn's rings | |
| CHRISTIANSEN | Advanced meteoroid and debris shielding concepts | |
| Dobrovolskis et al. | Angular momentum drain: A mechanism for despinning asteroids | |
| Shuvalov | Atmospheric erosion induced by oblique impacts | |
| RU2555373C2 (en) | Reactive protection system | |
| Takasawa et al. | Silicate dust size distribution from hypervelocity collisions: Implications for dust production in debris disks | |
| US3395067A (en) | Composite laminated armor plate with internal projectile-deflecting surfaces | |
| RU2771800C1 (en) | Device for protecting spacecraft from micrometeoroids | |
| EP1521051A1 (en) | Ceramic bodies for armor panel | |
| JPH07104119B2 (en) | Reactive armor wall structure | |
| Holland et al. | Azimuthal anisotropies of dimer ions ejected from ion bombarded Ni (001) | |
| RU2680359C1 (en) | Device for protection of space apparatus from high-speed shock exposure to particles of space garbage | |
| Schonberg et al. | Spacecraft wall design for increased protection against penetration by orbital debris impacts | |
| Whipple | On the lunar dust layer | |
| RU167880U1 (en) | COMPOSITE ARMOR PANEL | |
| Thompson | The contribution of collision cascades to sputtering and radiation damage | |
| Dobritsa et al. | Protective properties of pleated wire mesh shields for spacecraft protection against meteoroids and space debris | |
| RU2019115830A (en) | PROTECTION SYSTEM OF BUILDINGS AGAINST AIRCRAFT CRASHING INTO THEM | |
| CZ283084B6 (en) | Device for protection of a wall from projectiles | |
| RU2107885C1 (en) | Extended shaped charge | |
| Bronshten | On the nature of the Tunguska meteorite | |
| US10337839B2 (en) | Formable armors using ceramic components | |
| Carey et al. | Lunar surface sputter erosion-A Monte Carlo approach to microcrater erosion and sputter redeposition | |
| Hu et al. | Effect of geo satellite explosion on space environment | |
| Govind et al. | Simulation of Hyper-Velocity Impacts of Micro-Particle on Layered Shield Configurations |