Ядерная энергетическая установка космического аппарата - RU2677420C1

Чертежи

Описание

Изобретение относится к космической технике и преимущественно может быть использовано в конструкциях космических аппаратов с ядерными энергетическими установками в качестве источников электроснабжения.

Одной из основных проблем при создании космических аппаратов с ядерными энергетическими установками является предотвращение влияния ионизирующего излучения ядерной энергетической установки на бортовую аппаратуру космического аппарата, осуществляемую за счет активации ядер атомов собственной внешней атмосферы образование радионуклидов, перемещающихся в область приборного отсека вокруг блока радиационной защиты, и, вследствие реакций расщепления радиоактивных ядер, сопровождающихся излучениями проникающей радиации, производящих негативное радиационное облучение электронного оборудования и конструкционных материалов.

Традиционно, снижение влияния ионизирующего излучения ядерной энергетической установки на бортовую аппаратуру космического аппарата обеспечивается за счет использования блока радиационной защиты, устанавливаемого между ядерным реактором и защищаемой конструкцией космического аппарата, а также такого устройства, которое позволяет после выведения аппарата на заданную орбиту отодвинуть ядерную энергетическую установку от приборного отсека с бортовой аппаратурой и другими чувствительными к радиации устройствами.

Так, например, известны ядерные энергетические установки космических аппаратов (SU 1828632 A3, 1996; RU 2058916 С1, 1996), которые в общей для них части содержат ядерный реактор, радиационную защиту, систему охлаждения и кабель-трос заданной длины, связывающий ядерную энергетическую установку с приборно-агрегатным отсеком космического аппарата.

Известны также ядерные энергетические установки космических аппаратов (RU 2141436 С1, 1999; RU 2225809 С2, 2004; RU 2461495 С1, 2012; RU 2507617 С1, 2014), которые в общей для них части содержат ядерный реактор, радиационную защиту, систему охлаждения и систему развертывания из стартового положения в орбитальное в виде стержневой рамы, которая прикреплена к космическому аппарату и выполнена с возможностью развертывания после вывода космического аппарата на орбиту из сложенного состояния в развернутое.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемому изобретению является известная ядерная энергетическая установка космического аппарата (RU 2248312 С2, 2005), которая содержит ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания из стартового положения в орбитальное в виде стержневой рамы, которая прикреплена к космическому аппарату и выполнена на основе шарнирно соединенных балок с возможностью развертывания после вывода космического аппарата на орбиту из сложенного состояния в развернутое.

Конструкция ядерной энергетической установки космического аппарата, являющегося ближайшим аналогом, как и конструкции всех рассмотренных выше аналогов, обеспечивают возможность запуска на орбиту функционирования космического аппарата при сложенном состоянии системы развертывания, позволяя разместить космический аппарат с ядерной энергетической установкой под головным обтекателем ракеты космического назначения, и после вывода космического аппарата на орбиту функционирования, перевода системы развертывания в развернутое состояние, что обеспечивает отодвижение ядерной энергетической установки от приборно-агрегатного отсека космического аппарата и снижение влияния испускаемого ею радиационного излучения на бортовую аппаратуру.

Вместе с тем, излучение ядерного реактора ионизирует и активирует атомы веществ, окружающих космический аппарат газопылевого окружения, которые, приобретая в результате ионизации положительный заряд и способность генерировать наведенную радиацию, циркулируя в пространстве вокруг космического аппарата, оказывают отрицательное влияние на функционирование бортовой аппаратуры, находящейся в его приборно-агрегатном отсеке.

Задачей настоящего изобретения явилось создание ядерной энергетической установки космического аппарата, которая обеспечивает достижение технического результата, заключающегося в снижении влияния ионизированных и радиационно активированных частиц газопылевого окружения космического аппарата, на функционирование его бортовых систем.

Поставленная задача решена и технический результат достигнут, согласно настоящему изобретению тем, что ядерная энергетическая установка космического аппарата, содержащая, в соответствии с ближайшим аналогом, ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания в виде стержневой рамы, прикрепленной к космическому аппарату и выполненной на основе шарнирно соединенных балок с возможностью развертывания после вывода космического аппарата на орбиту из сложенного состояния в развернутое, отличается от ближайшего аналога тем, что она снабжена, по меньшей мере, одним термоэмиссионным источником электронов, установленным с расположением диаграммы направленности излучения в направлении ядерного реактора, и, по меньшей мере, одной парой установленных соосно и ориентированных в противоположных направлениях сопел, присоединенных к баллону со сжатым газом, причем одно из сопел ориентировано в направлении ядерного реактора.

При этом термоэмиссионный источник электронов закреплен на стержневой раме с помощью шарнирно установленной штанги или с помощью телескопической штанги.

С одной стороны, снабжение ядерной энергетической установки космического аппарата, по меньшей мере, одним термоэмиссионным источником электронов, установленным с расположением диаграммы направленности излучения в направлении ядерного реактора, позволяет осуществлять облучение потоком электронов газопылевого окружения ядерного реактора, и в результате этого нейтрализовать положительный заряд его ионизированных излучением ядерного реактора частиц, что предотвратит их циркуляцию вокруг космического аппарата не приведет к отрицательному влиянию на функционирование бортовой аппаратуры, находящейся в его приборно-агрегатном отсеке.

С другой стороны, снабжение ядерной энергетической установки космического аппарата, по меньшей мере, одной парой установленных соосно и ориентированных в противоположных направлениях сопел, присоединенных к баллону со сжатым газом, когда одно из сопел ориентировано в направлении ядерного реактора, обеспечивает возможность продувки околореакторного пространства потоком сжатого газа первым соплом, ориентированным в направлении ядерного реактора, обеспечивая очистку от радиационно-активной среды газопылевого окружения. При этом истечение сжатого газа из второго сопла компенсирует момент силы, создаваемый первым соплом, что препятствует изменению динамики движения космического аппарата в пространстве.

Отмеченное свидетельствует о решении декларированной выше задачи настоящего изобретения и достижении сформулированного технического результата благодаря наличию у заявляемой ядерной энергетической установки космического аппарата перечисленных выше отличительных признаков.

На чертеже показана компоновка заявляемой ядерной энергетической установки космического аппарата, где: 1 - ядерный реактор, 2 - радиационная защита, 3 - стержневая рама, 4 - космический аппарат, 5 - первое сопло, 6 -второе сопло, 7 - баллон со сжатым газом, 8 - источник электронов и 9 -штанга.

Ядерная энергетическая установка космического аппарата содержит: ядерный реактор 1, радиационную защиту 2, холодильник-излучатель (на чертеже не показан) и систему развертывания в виде стержневой рамы 3, прикрепленной к космическому аппарату 4 и выполненной на основе шарнирно соединенных балок с возможностью развертывания после вывода космического аппарата на орбиту функционирования из сложенного состояния в развернутое. Конструкция стержневой рамы 3 может быть выполнена по аналогии со стержневой рамой ближайшего аналога (RU 2248312 С2, 2005) или в соответствии с другими известными техническими решениями (RU 2028971 С1, 1995; RU 2136549 С1, 1999; RU 2141436 С1, 1999; RU 2225809 С2, 2004; RU 2461495 С1, 2012; RU 2507617 С1, 2014).

Ядерная энергетическая установка космического аппарата снабжена, по меньшей мере, одним термоэмиссионным источником 8 электронов, который установлен, например, на стержневой раме 3 посредством телескопической или шарнирно установленной штанги 9 с расположением диаграммы направленности излучения в направлении ядерного реактора 1.

Кроме того, ядерная энергетическая установка космического аппарата снабжена, по меньшей мере, одной парой установленных соосно и ориентированных в противоположных направлениях сопел, присоединенных к баллону 7 со сжатым газом. Первое сопло 5 ориентировано в направлении ядерного реактора 1, а второе сопло 6 направлено в противоположном направлении.

При запуске космического аппарата с ядерной энергетической установкой на орбиту функционирования стержневая рама 3 находится в сложенном состоянии, что позволяет разместить космический аппарат с ядерной энергетической установкой под головным обтекателем ракеты космического назначения. После вывода космического аппарата функционирования на орбиту функционирования, в результате срабатывания пиротехнических средств, происходит освобождение элементов стержневой рамы 3, что приводит к ее переходу в показанное на чертеже развернутое состояние и отодвижению ядерного реактора 1 от космического аппарата 4, обеспечивая снижение непосредственного влияния ионизирующего излучения, испускаемого ядерным реактором 1 на бортовую аппаратуру космического аппарата 4. Кроме того, происходит поворот шарнирно установленной штанги 9 (или выдвижение элементов штанги 9 в случае выполнения ее телескопической) до положения, обеспечивающего расположение диаграммы направленности излучения термоэмиссионного источника 8 электронов в направлении ядерного реактора 1.

При работе ядерного реактора 1 излучение, испускаемое им в пространство, ионизирует частицы газопылевого окружения космического аппарата, которые, приобретая в результате ионизации положительный заряд и способность излучать наведенную радиацию, циркулируя вокруг космического аппарата, могут оказать отрицательное влияние на функционирование бортовой аппаратуры, находящейся в космическом аппарате 4.

С целью снижения такого отрицательного влияния первое сопло 5 осуществляет продувку пространства, окружающего ядерный реактор 1, потоком сжатого газа, например, азота, поступающего из баллона 7 со сжатым газом, обеспечивая очистку этого пространства от радиационно-активной среды газопылевого окружения. При этом истечение сжатого газа из второго сопла 6, осуществляемое синхронно с истечением сжатого газа из первого сопла бис таким же секундным расходом, компенсирует момент силы, создаваемый первым соплом 5, что препятствует изменению динамики движения космического аппарата в пространстве.

Одновременно, термоэмиссионный источник 8 электронов испускает поток электронов в окружающее ядерный реактор 1 пространство, которым нейтрализуется положительный заряд ионизированных излучением ядерного реактора 1 частиц газопылевого окружения, оставшихся в пространстве около ядерного реактора 1 после продувки его первым соплом 5, что предотвращает циркуляцию этих частиц вокруг космического аппарата 4, не приводит к отрицательному влиянию на функционирование бортовой аппаратуры, расположенной в космическом аппарате 4.

Таким образом, настоящее изобретение обеспечивает достижение технического результата, заключающегося в снижении влияния ионизированных частиц газопылевого окружения космического аппарата на функционирование его бортовой аппаратуры.

Реферат

Изобретение относится к энергетическому оборудованию космических аппаратов (КА). Установка содержит ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания (в виде стержневой рамы) из сложенного состояния в рабочее. Установка снабжена по меньшей мере одним термоэмиссионным источником электронов, излучающим в направлении ядерного реактора, и по меньшей мере одной парой соосных и противоположно направленных сопел, присоединенных к баллону со сжатым газом. Одно из сопел направлено в сторону ядерного реактора. Источник электронов ускоряет рекомбинацию ионов газа, «сдуваемого» соплом с ядерного реактора. Технический результат состоит в снижении влияния заряженных частиц газопылевого окружения КА на функционирование его бортовой аппаратуры. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Формула