Космические летательные аппараты: ...защита от радиации – B64G 1/54

Изобретение относится к ионному ускорителю в качестве приводного устройства космического летательного аппарата. Ионный ускоритель содержит устройство для уменьшения воздействия положительно заряженных ионов на участок поверхности, ионизационную камеру и устройство для ионизации рабочего газа. Рабочий газ подается в ионизационную камеру. Также ионный ускоритель содержит электроды для электростатического ускорения образовавшихся ионов с помощью статического поля высокого напряжения и их испускания в виде плазменного пучка из выходного отверстия для пучка ионизационной камеры. Предусмотрена экранирующая поверхность. Экранирующая поверхность расположена с боковым смещением относительно выходного отверстия и окружает его. Также экранированная поверхность обращена к испускаемому плазменному пучку. Во время работы ионного ускорителя экранированная поверхность пространственно расположена между испускаемым плазменным пучком и элементами с потенциалом массы. Элементами являются внешние поверхности космического летательного аппарата с потенциалом массы. Экранированная поверхность имеет электрический потенциал, отделенный от потенциала массы космического летательного аппарата. Техническим результатом является уменьшение повреждений поверхностей, подверженных воздействию ионов. 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к методам и средствам защиты экипажа и оборудования от ионизирующего излучения (заряженных частиц высокой энергии) при космических полетах. Согласно изобретению вокруг космического аппарата создают защитное статическое электрическое или магнитное поле, которое локализуют в пространстве между двумя вложенными друг в друга замкнутыми несоприкасающимися поверхностями. Защищаемое пространство космического аппарата ограничено внутренней поверхностью, а внешняя поверхность изолирует аппарат и защищаемое пространство от межпланетной плазмы. Форма поверхностей может быть произвольной. При использовании электрического защитного поля на указанных поверхностях создают заряды одной величины и противоположного знака. В таком конденсаторе электрическое поле сосредоточено в пространстве между поверхностями-обкладками. В случае магнитного поля по поверхностям пропускают токи противоположного направления, а соотношение силы токов подбирают так, чтобы минимизировать значение остаточного поля снаружи. Желательная форма поверхностей в этом случае - тороидальная, для обеспечения сплошной защиты. Под действием силы Лоренца заряженные частицы будут двигаться по отклоняющим криволинейным траекториям или замкнутым орбитам между поверхностями. Возможно одновременное применение электрического и магнитного поля между поверхностями. При этом в пространство между поверхностями может быть помещен подходящий материал для поглощения заряженных частиц: например жидкий водород, вода или полиэтилен. Технический результат изобретения направлен на создание надежной, сплошной (геометрически непрерывной) защиты от космической радиации, на упрощение конструкции средств защиты и снижение энергозатрат на поддержание защитного поля. 2 ил.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов, в частности искусственных спутников. Модульная конструкция содержит несущую конструкцию, выполненную как горизонтальный пакет, составленный из вертикальных пакетов унифицированных крейтов (1, 1а, 1б, 2, 3). Крейты одного типа (1, 1а, 1б) предназначены для электронных модулей форм-фактора VME или Compact PCI. Крейты другого типа (2, 3) - для нестандартных приборов и узлов, например аккумуляторов. Высоты крейтов могут определяться количеством электронных модулей единичной толщины, размещаемых в крейте по высоте, и шагом форм-фактора модуля по высоте. Толщина стенок крейтов обеспечивает космическому аппарату необходимую жесткость при передаче нагрузок от носителя, а также радиационную защиту электронных модулей. Крейты соединены друг с другом кронштейнами, на которых установлены элементы (12) системы отделения от носителя. По крайней мере один крейт в вертикальном пакете (1а, 1б) может быть установлен через термоизолируюшие прокладки, суммарная толщина которых кратна указанному шагу форм-фактора по высоте. Техническим результатом изобретения является снижение массы и стоимости космического аппарата при одновременном решении проблемы модульности его несущей конструкции и бортового электронного оборудования. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.