Способ защиты космического аппарата и устройство для его осуществления

 

Изобретение относится к области космической техники и, в частности, к средствам и методам обеспечения безопасности полетов КА. Способ защиты космического аппарата включает обнаружение в космическом пространстве инородных частиц и увод космического аппарата из опасной зоны соударения с этими частицами путем запуска ракетного двигателя. Устройство для осуществления способа защиты космического аппарата содержит установленные в корпусе аппарата ракетные двигатели, векторы тяги которых взаимно перпендикулярны. При этом на корпусе аппарата установлены внешний теплозащитный экран и находящийся под ним внутренний экран в виде закрепленных на силовом корпусе аппарата электроизолированных друг от друга участков пластифицированных пьезоэлектрических датчиков. Причем датчики ориентированы относительно продольной оси ОХ и поперечных осей космического аппарата и через бортовой комплекс управления запуском связаны с ракетными двигателями. Устройство для осуществления способа защиты космического аппарата отличается также тем, что электрические выходы пьезоэлектрических датчиков, установленных на поверхностях силовой оболочки, перпендикулярных поперечной оси ОZ и поперечной оси ОY, подключены к входам усилителей таким образом, что их выходы соединены с входами первого элемента ИЛИ, выход которого подсоединен к входу бортового комплекса запуска ракетного двигателя с тягой по оси ОХ. При этом электрические выходы пьезоэлектрических элементов, установленных на поверхности, перпендикулярной продольной оси ОХ, подключены к входам усилителей, выходы которых соединены с входами второго элемента ИЛИ, выход которого подсоединен к входу бортового комплекса запуска ракетного двигателя с тягой по оси ОY. Причем выходы всех усилителей сигналов с пьезоэлектрических элементов соединены с входами модулятора бортового радиопередатчика. Устройство для защиты космического аппарата отличается также тем, что ракетные двигатели снабжены датчиками температуры, выходы которых электрически связаны с входами модулятора бортового радиопередатчика. Технический результат: улучшение обеспечения безопасности полетов космического аппарата от естественных и техногенных воздействий. 2 с. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники и, в частности, к средствам и методам обеспечения безопасности полетов КА от естественных и техногенных воздействий.

Данные наблюдений и статистической оценки показывают, что внутри сферы радиусом 2000 км, описанной вокруг Земли, в каждый момент времени содержится около 200 кг метеоритного вещества и до трех тысяч тонн "орбитального мусора", возникшего в результате деятельности человека. При этом количество технических объектов имеет тенденцию к постоянному увеличению. Общее количество техногенных космических телеоператоров размером более 10 см составляет несколько десятков тысяч, что равно примерно 0,05% по числу и 99,95% по массе от всей их совокупности.

Эти объекты движутся по разным орбитам с относительной средней скоростью около 10 км/с. Большая часть указанной массы содержится примерно в 3000 последних ступеней ракет, неактивных ИСЗ и сравнительно небольшом числе активных спутников.

Меньшее количество массы (примерно 40 тонн) сосредоточено в 4000 объектах, которые удается наблюдать и катализировать. Большинство этих объектов возникли в результате 115 фактов разрушения на орбите и 20 случайных событий, при которых аппараты отделились от ракет, но не начали функционировать. Считается, что на орбитах сейчас находится также 1000 кг частиц меньше 1 см и 300 кг - меньше 0,1 см.

Согласно расчетам вероятность столкновения КМ с КА с катастрофическими последствиями составляет ~ 3,7% и с некатастрофическими - до 20%.

В части решения проблем защиты КА от воздействия высокоскоростных частиц космического мусора возможно применение различных типовых экранных конструкций.

Известны различные способы и устройства регистрации и защиты КА от внешнего воздействия, включающего, например, нейтрализацию тепловой энергии и противодействие соударению в твердыми частицами и телами.

Наиболее распространенный способ защиты, например, от теплового воздействия или космической пыли - это применение многослойной экранно-вакуумной изоляции (ЭВТИ). Так, например, при рабочей температуре ЭВТИ до 150^oС для экранов обычно применяют полиэтилен-терефталатную пленку с металлизированной поверхностью, при температуре более 450^oС - фольгу из меди, никеля или стали с кварцевым волокном в качестве прокладок между экранами (Андрианов В.В. и др. Автоматические планетные станции. - М.: Наука, 1973). Однако при воздействии достаточно мощного ударного воздействия такая теплоизоляция является неэффективной.

Известно устройство для определения места соударения космической пыли, или других подобных космических частиц (США, патент 3891851, кл. 250-385, 24.06.75). Это устройство предназначено для научных целей и регистрирует механические соударения посредством множества взаимоизолированных металлических пластин-электродов, что не может быть использовано для обеспечения живучести КА при более сильных соударениях.

Возможно применение способа, включающего перевод космического аппарата на другую траекторию полета путем коррекции его движения. Такая коррекция выполняется реактивными двигателями, которые сообщают КА импульсы тяги надлежащей величины и направления (Космонавтика / под ред. В.П. Глушко. - М. : Сов. Энциклопедия, 1970, стр. 203). Однако для правильного маневра необходима система выработки команд по его осуществлению.

Известен способ (прототип) увеличения сроков активного существования космического аппарата (КА) (а.с. 2166464, 7 B 64 G 1/56, заявка 96105701/28). При этом КА, снабженный радиолокационным датчиком, выводят ракетным двигателем на орбиту, сканируют датчиком пространство на фоне космоса и по принимаемым сигналам сортируют внешние тела, определяя расчетную точку встречи КА и внешнего тела. При недостаточной эффективности перезапуска двигателей для увода на такую орбиту выбрасывают путем истечения газа поток частиц в сторону внешнего тела.

Целью предложения является повышение эффективности защиты КА в полете от соударения с твердыми частицами и осколками.

Поставленная цель достигается тем, что соударение КА регистрируется системой пьезоэлектрических датчиков, расположенных между силовой оболочкой КА и слоями теплозащиты. Например, для КА в виде куба этим пьезоэлектрическим материалом, выполненным в виде сплошных листов, покрыты все грани, а электроизолированы лишь участки на ребрах.

Это позволяет автоматически оценивать сторону, по которой происходит соударение твердых частиц на соответствующую грань КА. Монолитное выполнение чувствительных пьезоэлектрических элементов (датчиков) обеспечивает регистрацию соударения независимо от диаметра приходящих частиц. По сравнению с обычными датчиками, расположенными в технологических корпусах, при большом их количестве налицо выигрыш в весе, т.к. удельный вес пьезоэлектрического материала составляет 1,5-2 г/см³, а толщина чувствительного материала выбирается в пределах 0,5-2 мм.

Учитывая, что попадание, например, метеоритов в КА или встреча с "космическим мусором" может быть неожиданным в любой части орбиты и не зафиксировано наземными пунктами наблюдения, одновременно с запуском ракетного двигателя увода КА в сторону сигнал от датчиков поступает в радиопередатчик КА, через который на Землю передается информация о случившемся факте, примерном направлении на источник угрозы, срабатывании системы ракетных двигателей и, соответственно, об изменении орбиты.

Применяемые в данной разработке пьезоэлектрические датчики представляют собой изолированные друг от друга участки эластичного материала из смеси, например, на основе мелкодисперсного порошка из обожженной сегнетокерамики и тиоколового каучука. Это позволяет придавать пьезоэлементам форму, соответствующую любому профилю внешней силовой оболочки КА, и разместить датчики, например, приклеив их к силовой оболочке КА практически по всей ее поверхности. Работа устройства основана на особенности поляризованных пьезоэлектрических элементов, которую проявляют как пьезоэлектрические, так и пироэлектрические свойства, т.е., если на поляризованный элемент воздействовать давлением или нагревать его, то на его электродах, электрически связанных с противоположными сторонами пьезодатчика, возникает разность потенциалов (Глозман И. А. Пьезоэлектрические материалы в электронной технике. - М.: Наука, 1965).

При попадании КА в облако метеоритной пыли или мелких частиц техногенного происхождения, пробивающих слои теплозащиты при импульсном воздействии давления одновременно, может происходить нагрев поверхности пьезоэлементов. В частности, пироэлектрический эффект проявляется как изменение спонтанной поляризации кристалла при изменении его температуры. Для некоторых типов пироэлектриков величина пиронапряжения достигает нескольких киловатт при нагревании на один градус.

Поскольку поляризация Р является функцией тензора деформации кристалла Бц и температуры Т, то при изменении температуры на dT поляризация кристалла, соответствующая разности потенциалов, изменится и получит приращение где d_j - деформация кристалла при температурном расширении.

Таким образом, предлагаемое устройство для защиты КА реагирует как на механическую энергию возможного попадания метеорита (или пылевидного облака), так и на тепловое воздействие.

Устройство для защиты КА представлено на фиг. 1 и 2.

Фиг. 1 - общая схема взаимосвязи элементов устройства.

Фиг. 2 - функциональная схема срабатывания устройства при соударении.

Электрические выходы пьезоэлектрических элементов 1, установленных, например, в соответствии с профилями поверхностей А В...Е (фиг.2) космического аппарата между силовым корпусом 2 аппарата и теплозащитной оболочкой 3, подключены к входам усилителей электросигналов 4. Выходы усилителей 4 соединены с входами первого элемента ИЛИ 5 и второго элемента ИЛИ 6 бортового комплекса запуска ракетных двигателей таким образом, что выходы пьезоэлементов 1, установленных на поверхностях КА (С и D), перпендикулярных поперечной оси КА OZ, подключены через усилители и первый элемент ИЛИ к запускающему устройству, например, в виде пиропатрона, ракетного двигателя 7 с тягой по оси ОХ.

В свою очередь, пьезоэлементы, установленные на поверхностях, перпендикулярных продольной оси OX (E и F), подключены через усилители и второй элемент ИЛИ к запускающему устройству ракетного двигателя 8 с тягой по оси OY.

Выходы усилителей 4 от соответствующих пьезоэлементов подключены также через элементы ИЛИ к входам модулятора бортового радиопередатчика 9. Кроме этого, ракетные двигатели 7 и 8 снабжены датчиками температуры (10 и 11), выполненными, например, в виде пьезоэлементов, выходы от которых соединены с соответствующим входом модулятора бортового радиопередатчика 9.

Устройство защиты работает следующим образом.

При соударении с КА, после пробоя внешних слоев теплоизоляции 3 под действием удара частицы 12 на пьезоэлементах 1 (до их разрушения) возникает разность потенциалов, электрические сигналы усиливаются в соответствующем усилителе (например, усилителем, отраслевой индекс ИТ 2067.000) и поступают в блок элементов ИЛИ 5 и 6, затем на соответствующий ракетный двигатель. При срабатывании двигателя 7 или 8 происходит нагрев датчика температуры 10 (11), сигнал с которого поступает на один из входов модулятора бортового передатчика 9, где происходит кодирование и модуляция сигналов для передачи их в эфир (Юрьев Э.Ю. Радиосвязь с космическими ракетами. - М.: Воениздат МО, 1963, с. 40).

В зависимости от массы КА импульс тяги двигателей подбирается таким, чтобы, например, за время работы двигателя порядка 1 секунды КА получил приращение скорости 50-100 м/с. При этом учитывается, что предполагаемая энергия соударения, например, составляет 500 Дж/см² (Ракетная и космическая техника, ГОНТИ, 45, 1980). Поэтому за время порядка нескольких секунд под воздействием импульса тяги КА уйдет из зоны возможных соударений на сотни метров. Одновременно с осуществлением маневра КА сигнала о соударении и маневре поступают на наземные пункты управления, где могут быть приняты меры для коррекции последующих параметров орбиты КА.

Следует отметить, что имеет принципиальное значение порядок подключения чувствительных элементов к ракетным двигателям. Установка на КА только двух ракетных двигателей как показано на рис. 1, развивающих тягу во взаимно перпендикулярных направлениях, обеспечивает увод КА в сторону от соударения из любой точки пространства.

Например, для КА, условно имеющего форму куба (фиг. 1), двигатели могут быть установлены по осям OX OY. Тогда при воздействии соударения из области пространства, охватывающего ось OZ, достаточно запустить любой из двигателей, чтобы увести КА в сторону от соударения. Аналогично, при воздействии соударения из области, охватывающей ось ОХ, необходимо запустить двигатель по оси OY, и наоборот, при соударении по оси OY необходимо запустить двигатель по оси ОХ.

В заявляемом устройстве логические операции определения запуска необходимого двигателя осуществляют блоки управления 5, 6, выполненные, например, на собирательных схемах логического сложения операции ИЛИ. Сигнал, например, на запуск двигателя по оси ОХ имеет место при наличии сигнала хотя бы на одной из граней, перпендикулярных осям OZ или OY при воздействии поражающего соударения на эти грани.

Кроме этого, возможен случай, например при входе в облако частиц, когда поражающее соударение может воздействовать на две или три соприкасающиеся грани КА. При этом происходит одновременный запуск двух двигателей, суммарный вектор тяги которых также обеспечивает увод КА в сторону от опасных направлений воздействия частиц.

В качестве чувствительных элементов КА, способных сработать в момент соударения, служат участки пластифицированного пьезоэлектрического материала, пьезоэлектрические и механические свойства которого обеспечены соответствующим способом его формирования (указанный в вышеприведенной литературе).

Формула изобретения

1. Способ защиты космического аппарата, включающий обнаружение инородных частиц и увод космического аппарата из опасной зоны соударения с этими частицами путем запуска ракетных двигателей, отличающийся тем, что соударение космического аппарата с инородными частицами после пробоя ими теплозащитного покрытия фиксируют пьезоэлектрическими датчиками со стороны одной или более взаимно перпендикулярных осей космического аппарата, электрические сигналы которых преобразуют в управляющие импульсы для запуска ракетных двигателей, векторы тяги которых перпендикулярны направлению указанных осей космического аппарата, при этом вырабатывают радиосигналы о факте соударения космического аппарата и факте срабатывания соответствующих ракетных двигателей.

2. Устройство для защиты космического аппарата, содержащее установленный в корпусе аппарата ракетный двигатель, и датчик обнаружения в космосе инородных частиц, отличающееся тем, что в него дополнительно введены два ракетных двигателя, векторы тяги которых взаимно перпендикулярны, при этом на корпусе аппарата установлены внешний теплозащитный экран и, находящийся под ним внутренний экран в виде закрепленных на силовом корпусе аппарата электроизолированных друг от друга участков пластифицированных пьезоэлектрических датчиков, причем датчики ориентированы относительно продольной и поперечных осей космического аппарата и через бортовой комплекс управления запуском связаны с ракетными двигателями.

3. Устройство для защиты космического аппарата по п.2, отличающееся тем, что электрические выходы пьезоэлектрических датчиков, установленных на поверхностях силовой оболочки, перпендикулярных поперечной оси OZ и поперечной оси OY, подключены к входам усилителей, выходы которых соединены с входами первого элемента ИЛИ, выход которого подсоединен к входу бортового комплекса запуска ракетного двигателя с тягой по оси ОХ, а электрические выходы пьезоэлектрических элементов, установленных на поверхности, перпендикулярной продольной оси ОХ, подключены к входам усилителей, выходы которых соединены с входами второго элемента ИЛИ, выход которого подсоединен к входу бортового комплекса запуска ракетного двигателя с тягой по оси OY, при этом выходы всех усилителей сигналов с пьезоэлектрических элементов соединены с входами модулятора бортового радиопередатчика.

4. Устройство для защиты космического аппарата по п.2, отличающееся тем, что ракетные двигатели снабжены датчиками температуры, выходы которых электрически связаны с входами модулятора бортового радиопередатчика.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2