космическая система для производства материалов в космосе

Формула изобретения

Космическая система для производства материалов в космосе, включающая автономный технологический модуль для производства материалов и энергетическую платформу для обеспечения энергопитания технологического модуля, находящиеся на одной околоземной орбите, отличающаяся тем, что энергетическая платформа, находящаяся на одной круговой орбите функционирования с технологическим модулем, включает квантовый генератор, преобразующий электроэнергию в электромагнитную энергию лазерного луча с углом расходимости и мощностью Р, непрерывно и нормально падающего на геометрический центр приемной плоскости приемно-преобразующего блока технологического модуля, при этом упомянутая приемная плоскость отстоит от источника излучения на расстоянии L и выполнена в виде круга площадью S _ПП с коэффициентом отражения электромагнитной волны R, причем технологический модуль имеет характерную площадь S _ТМ, а лазерный луч совпадает по направлению с вектором скорости технологического модуля и лежит на одной прямой, проходящей через центр масс технологического модуля, при этом характерная площадь технологического модуля и расстояние от источника лазерного излучения до приемной плоскости удовлетворяют соотношениям

S_ТМ=2·P·(1+R)·R₀/(C _X· ·G·M_З·c),

L (S_ПП/ )^1/2/tg( /2),

а энергетическая платформа ориентирована на орбите радиусом R₀ так, что источник лазерного излучения квантового генератора находится в плоскости орбиты функционирования и отстоит от орбиты на высоту

h_ли={R₀ ²+[L+(S_TM/ )^1/2]²}^1/2-R₀ ,

где С_X - аэродинамический коэффициент сопротивления технологического модуля; - плотность невозмущенной среды, зависящая от R₀ ; G - гравитационная постоянная; М_З - масса Земли; с - скорость света в вакууме.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к космической технике, к области создания космических систем для производства материалов с уникальными свойствами и проведения фундаментальных исследований, на базе автономно летающего на околоземной орбите технологического модуля (ТМ), отвечающего требованиям к микрогравитационной обстановке на его борту.

Для динамических условий полета на борту космического аппарата (КА) установился термин «микрогравитация», а ее характеристикой являются численные величины малых линейных ускорений (микроускорений).

В условиях невесомости (микрогравитации) подавляются гравитационные движения, связанные с перепадами температуры и концентрации. Так, исключение конвекции в расплаве ведет к стабилизации температурного поля, уменьшению макро- и микросегрегации, возрастанию устойчивости плоского фронта кристаллизации, в связи с чем может быть достигнуто существенное улучшение показателей совершенства материалов: снижена плотность дислокаций, более однородным может стать распределение примесей, улучшится дисперсность структуры, могут образоваться новые фазы с полезными свойствами и т.д. /1, с.112/.

Уникальные условия в космосе, при обеспечении соответствующей микрогравитационной обстановки на борту космического аппарата (КА), позволяют также развивать фундаментальные и прикладные науки (физика жидкости, теория тепломассопереноса, физика фазовых переходов и поверхностных явлений, измерение теплофизических констант) /1, с.130-131/.

Аналогом предлагаемой космической системы для производства материалов в космосе являются, например, описанные в /1, с.130/ многоцелевые долговременные орбитальные комплексы «Салют-6» - «Союз» - «Прогресс» и «Салют-7» - «Союз» - «Прогресс». На этих комплексах была опробована большая часть методов получения полупроводниковых и других материалов в условиях микрогравитации. В ряде случаев получены положительные результаты, подтверждена возможность улучшения свойств материалов, получено снижение плотности дислокаций в выращенных монокристаллах полупроводников, наблюдалось улучшение их структуры.

Основным недостатком использования данных систем для производства материалов в космосе является наличие высоких значений микроускорений на борту орбитальных станций, величина которых может достигать 10^-3-10 ^-1 g_o /1, с.116/, /2, с.109/, где g_o - ускорение свободного падения на уровне моря.

Высокие значения микроускорений оказывают негативное воздействие на технологические процессы, приводя к значительному ухудшению характеристик создаваемых образцов, и как следствие вызывают слабую воспроизводимость параметров полученных материалов и снижение качества произведенной продукции.

Для производства материалов необходим уровень значений микроускорений не более 10^-7 g_o /3, с.86/.

Прототипом космической системы для производства материалов в космосе является космическая система, описанная в /2, с.110-114/.

Космическая система включает автономный технологический модуль (ТМ) для производства материалов и энергетическую платформу (ЭП) для обеспечения энергопитания технологического модуля, находящиеся на одной околоземной орбите функционирования. Эксплуатировать технологический модуль предлагается в комплексе с пилотируемой космической станцией, при этом ТМ может периодически к ней пристыковываться для необходимого обслуживания. ТМ функционирует в автоматическом режиме. На внешней поверхности технологического модуля установлена двигательная установка причаливания и ориентации. Микродвигатели двигательной установки периодически включаются для компенсации силы лобового сопротивления атмосферы и других внешних факторов. Технологические установки размещают вблизи центра масс ТМ, что создает условия нахождения этих установок в состоянии с пониженным уровнем микрогравитации. Технологический модуль оснащен прецизионным акселерометром - прибором для измерения малых линейных ускорений, источником которых в квазипостоянном диапазоне их значений является главным образом лобовое сопротивление атмосферы, а в переменном работа бортовых систем и двигательных установок. Сигналы с акселерометра передаются в блок управления, который автоматически выдает команды на включение двигателей, чтобы постоянно компенсировать внешние возмущения, действующие на ТМ. Для питания электроэнергией технологических установок на ТМ установлены электрохимические генераторы (ЭХГ) на основе регенеративных водородо-кислородных топливных элементов. Вода электрохимической реакции накапливается в емкостях ТМ для дальнейшей перекачки в емкости ЭП во время периодических стыковок с ТМ. Электроэнергия от солнечных батарей (СБ) ЭП подводится к электролизеру ЭП, туда же поступает вода из емкостей ЭП, в электролизере вода разлагается на компоненты кислород и водород, которые накапливаются в емкостях, а затем, во время стыковок ТМ с ЭП, перекачиваются в емкости ТМ и на ТМ используются для получения электроэнергии посредством ЭХГ /2, с.112/, таким образом происходит передача энергии с ЭП на ТМ.

Одним из недостатков данной космической системы для производства материалов в космосе является высокий уровень значений микроускорений на борту технологического модуля, который может достигать значений 10^-5-10^-6 g_o /1, c.115/ и превышает требуемый для производства материалов (не более 10^-7 g_o /3, с.86/), из-за чего может ухудшиться качество производимых материалов.

Это превышение требуемого для производства материалов уровня значений микроускорений связано с тем, что среди важнейших сил, создающих микроускорения на КА, существенную роль играет аэродинамическое сопротивление. Выражение для аэродинамического сопротивления F_TM, действующего на ТМ в направлении, противоположном вектору скорости полета, имеет вид /1, с.115/:

где С_x - аэродинамический коэффициент сопротивления, являющейся сложной функцией формы тела, его расположения по отношению к вектору скорости и материалов, из которых изготовлены его элементы;

- плотность потока;

V - скорость технологического модуля на орбите;

S_TM - характерная площадь (мидель) КА.

Аэродинамический коэффициент сопротивления, скорость технологического модуля на орбите (если орбита круговая) и характерная площадь (мидель) КА являются величинами постоянными. А вот плотность потока является величиной непостоянной, которая может меняться от времени суток, солнечной активности, широты, сезона и многих других факторов /1, с.115/, причем изменения плотности потока (т.е. верхних слоев атмосферы, в которых происходит полет КА) могут происходить практически мгновенно, например при перелете с ночной на дневную сторону Земли. Изменения плотности потока влекут за собой изменения аэродинамического сопротивления, значение которого для круговых орбит высотой 350-450 км (а космическая система-прототип должна функционировать на орбите, близкой к орбите МКС /2, с.113/, которая находится примерно на этих высотах), в зависимости от изменений плотности потока, может меняться на порядок, и микроускорения, сообщаемые КА аэродинамическим сопротивлением, могут составлять 10^-5-10^-6 g_o /1, с.115/.

Однако тяга ракетного двигателя, которая в прототипе предусмотрена на ТМ для компенсации аэродинамического сопротивления /2, с.110-111/, не может мгновенно меняться в десять раз, для десятикратного изменения тяги необходимо время, в течение которого микроускорения, действующие на ТМ, будут превышать требуемые величины.

Другими недостатками прототипа являются:

- ограниченные сроки сохранения микрогравитационной обстановки на борту ТМ из-за необходимости периодического включения двигательной установки ТМ для причаливания к ЭП, что приводит к ограничению времени технологического цикла и, как следствие, невозможности получения материалов с продолжительным временем «вызревания кристаллов» и, соответственно, ограничивает перечень производимых материалов, а также приводит к невозможности проведения научных экспериментов с высокой продолжительностью;

- постоянный расход топлива на компенсацию микроускорений, обусловленных лобовым сопротивлением атмосферы, и на динамические операции для осуществления периодических стыковок ТМ с ЭП.

Таким образом, задачей изобретения является создание космической системы для производства материалов в космосе, позволяющей улучшить качество производимых материалов за счет уменьшения величины микроускорений на борту технологического модуля, расширить перечень производимых материалов и перечень научных экспериментов с высокой продолжительностью за счет увеличения сроков сохранения микрогравитационной обстановки на борту ТМ и снизить расход топлива во время функционирования системы.

Поставленная задача достигается космической системой для производства материалов в космосе, включающей автономный технологический модуль для производства материалов и энергетическую платформу для обеспечения энергопитания технологического модуля, находящиеся на одной околоземной орбите, энергетическая платформа, находящаяся на одной круговой орбите функционирования с технологическим модулем, включает квантовый генератор, преобразующий электроэнергию в электромагнитную энергию лазерного луча, с углом расходимости и мощностью P, непрерывно и нормально падающего на геометрический центр приемной плоскости приемно-преобразующего блока технологического модуля, при этом упомянутая приемная плоскость отстоит от источника излучения на расстоянии L и выполнена в виде круга площадью S _ПП с коэффициентом отражения электромагнитной волны R, при этом технологический модуль имеет характерную площадь S _TM, а лазерный луч совпадает по направлению с вектором скорости технологического модуля и лежит на одной прямой, проходящей через центр масс технологического модуля, при этом характерная площадь технологического модуля и расстояние от источника лазерного излучения до приемной плоскости отвечают необходимым соотношениям

а энергетическая платформа ориентирована на орбите радиусом R_o так, что источник лазерного излучения квантового генератора находится в плоскости орбиты функционирования и отстоит от орбиты на высоте h_ли

где C_x - аэродинамический коэффициент сопротивления технологического модуля; - плотность невозмущенной среды, зависящая от R_o ; G - гравитационная постоянная; М_З - масса Земли; c - скорость света в вакууме.

На фиг.1 приведен общий вид расположения технологического модуля и энергетической платформы на орбите функционирования. На фиг.2 приведена схема функционирования рассматриваемой космической системы, а фиг.3 поясняет вывод выражения (3) для необходимой высоты источника лазерного излучения над орбитой функционирования.

Космическая система для производства материалов в космосе (фиг.1, фиг.2, фиг.3) включает автономный технологический модуль 1 для производства материалов с уникальными свойствами, энергетическую платформу 2 для снабжения энергией непосредственно собственных потребителей и дистанционно технологический модуль 1. Технологический модуль 1 находится на одной круговой орбите функционирования 3 с энергетической платформой 2, которая включает систему генерирования электроэнергии, например солнечные батареи 4, двигательную установку причаливания и ориентации 5 и квантовый генератор 6, преобразующий электроэнергию в электромагнитную энергию лазерного луча 7. Лазерный луч 7 с углом расходимости непрерывно и нормально падает на геометрический центр приемной плоскости 8 приемно-преобразующего блока 9 технологического модуля 1. Приемно-преобразующий блок 9 преобразует электромагнитную энергию лазерного луча 7 в электрическую для питания двигательной установки причаливания и ориентации 10 и технологических установок (не показаны). Приемная плоскость 8, отстоящая на расстоянии L от источника лазерного излучения 11, выполнена в виде круга площадью S_ПП с коэффициентом отражения электромагнитной волны лазерного излучения R. Направление лазерного луча 7 совпадает с направлением вектора скорости 12 технологического модуля 1 и лежит на одной прямой, проходящей через центр масс 13 технологического модуля 1.

Функционирует космическая система для производства материалов в космосе следующим образом.

Ракетами-носителями выводятся с Земли технологический модуль 1 и энергетическая платформа 2 на круговую орбиту функционирования 3 радиусом R_o. Включением двигательных установок причаливания и ориентации 10 и 5 технологического модуля 1 и энергетической платформы 2, соответственно, выполняется сближение технологического модуля 1 и энергетической платформы 2 на расстояние L и их ориентация. На технологическом модуле 1 и энергетической платформе 2 установлены подсистемы связи (не показаны), которые осуществляют поиск и захват, слежение и наведение лазерного излучения. Энергетическую платформу 2 и технологический модуль 1 ориентируют на орбите так, чтобы источник лазерного излучения 11 квантового генератора 6 находился в плоскости круговой орбиты функционирования 3 и отстоял от нее на высоте h_ли. После установления связи с высокой точностью поддерживается режим слежения и наведения. Энергетическая платформа 2, содержащая систему генерирования электроэнергии (например, на основе солнечных батарей 4), подает питание на двигательную установку причаливания и ориентации 5 и на квантовый генератор 6. Квантовый генератор 6 преобразует электроэнергию в электромагнитную энергию лазерного излучения. Лазерный луч 7, электромагнитные волны которого распространяются в круговом конусе, с углом расходимости непрерывно и нормально направляют на геометрический центр приемной плоскости 8 приемно-преобразующего блока 9 так, чтобы направление луча 7 совпало с вектором скорости 12 и проходило через центр масс 13 технологического модуля 1. Приемно-преобразующий блок 9, установленный на технологическом модуле 1, преобразует электромагнитную энергию лазерного излучения в электрическую. Эта электрическая энергия подается для питания технологических установок и двигательной установки причаливания и ориентации 10. Квантовый генератор 6 работает в непрерывном режиме. Поток энергии электромагнитной волны лазерного излучения мощностью Р падает на поверхность приемной плоскости 8 приемно-преобразующего блока 9. Электромагнитная волна лазерного луча 7 переносит не только энергию электромагнитного поля, но и импульс /4, с.310/. Это создает давление на площадь S, равную площади проекции лазерного луча на приемную плоскость 8. Электромагнитная сила, действующая на приемную плоскость 8, направлена в сторону распространения электромагнитных волн и перпендикулярна приемной плоскости 8. В результате электромагнитная сила, действующая на приемную плоскость 8, полностью или частично компенсирует одну из главных составляющих внешних сил - лобовое сопротивление технологического модуля 1 с характерной площадью S_TM, что улучшает микрогравитационную обстановку на его борту и создает благоприятные условия для технологических процессов производства уникальных материалов. Эксплуатироваться технологический модуль 1 может в комплексе с пилотируемой космической станцией, при этом технологический модуль 1 периодически к ней пристыковывается для необходимого обслуживания, например замены готовых материалов, произведенных на технологических установках, на исходные.

Соотношения (1), (2) и (3) получены следующим образом.

Электромагнитная волна лазерного излучения, падая на приемную плоскость 8 и поглощаясь в приемно-преобразующем блоке 9 технологического модуля 1, сообщает ему импульс, т.е. оказывает на него давление. Давление, которое оказывает на поверхность приемно-преобразующего блока 9 плоская электромагнитная волна, падающая перпендикулярно (считаем перпендикулярно ввиду малого угла расходимости излучения лазера) к этой поверхности, пропорционально плотности потока энергии падающей на эту поверхность. Эта энергия складывается из энергии падающих и энергии отраженных от тела волн. Если мощность лазерного излучения Р, а площадь проекции лазерного луча на приемную плоскость 8 равна S, причем S S_ПП, то интенсивность электромагнитной волны, отнесенная к площади S, равна

Зная коэффициент отражения R приемной плоскости 8, определим давление р_эм на площадь S из соотношения /5, с.218/:

где c - скорость света в вакууме.

Из (5) определяем силу F_эм лазерного излучения, действующего на технологический модуль

Среди важнейших сил, создающих микроускорения на технологическом модуле, существенную роль играет аэродинамическое сопротивление. Технологический модуль для производства материалов, используемых затем на Земле, располагается на орбитах в окрестности Земли, где на них могут воздействовать молекулы атмосферы. Выражение для аэродинамического сопротивления F_TM, действующего на ТМ в направлении, противоположном вектору скорости полета, имеет вид /6, с.47/:

где C_x - аэродинамический коэффициент сопротивления, являющейся сложной функцией формы тела, его расположения по отношению к вектору скорости и материалов, из которых изготовлены его элементы;

- плотность невозмущенной среды, зависящая от высоты орбиты функционирования ТМ;

V - скорость технологического модуля на орбите;

S_TM - характерная площадь (мидель) технологического модуля.

Приравнивая выражения (6) и (7), получаем выражение для характерной площади технологического модуля

Скорость, с которой происходит движение ТМ по околоземной круговой орбите под действием силы всемирного тяготения, т.е. первая космическая скорость, отвечает соотношению /7, с.27/

Учитывая (4), подставим в (8) выражение для первой космической скорости V из (9), откуда и получаем соотношение (1)

S_TM=2 Р (1+R) R_o/(С_х G М_З c).

Выражение (2) получено исходя из положения, что проекция луча лазера площадью S, приходящего к поверхности приемной плоскости площадью S_ПП, не должна превышать площадь приемной плоскости. Отсюда, принимая, что распространение электромагнитных волн от источника лазерного излучения 11 квантового генератора 6 до приемной плоскости 8 приемно-преобразующего блока 9 ограничено прямым круговым конусом с углом расходимости излучения , с площадью основания конуса S и высотой конуса L, можно определить L=(S/ )^1/2/tg( /2) и получить соотношение (2)

L (S_ПП/ )^1/2/tg( /2).

Выражение (3) для необходимой высоты источника лазерного излучения над круговой орбитой функционирования получено исходя из положения, что лазерный луч 7 направлен по касательной к орбите функционирования с точкой касания, совпадающей с центром массы технологического модуля 1. Для этого источник лазерного излучения 11, находящийся в плоскости круговой орбиты, должен быть расположен на высоте h_ли от орбиты функционирования, как это показано на фиг.3. Из прямоугольного треугольника ОВС, один катет ОС=R_o, второй ВС=L+D_TM /2, а гипотенуза ОВ=R_o+h_ли, следует соотношение

где D_TM - диаметр сферы ТМ.

Из соотношения (10) можно записать выражение для h_ли

Мидель технологического модуля S _TM и D_TM связаны соотношением

Подставляя (12) в (11), получим выражение (3)

Приведем расчетный пример проектирования космической системы для производства материалов в космосе.

Примем для примера высоту круговой орбиты h=4 10⁵ м, средний радиус Земли R_З=6,4 10⁶ м. Радиус орбиты R_o, на которой будет функционировать космическая система, R_o=R _З+h=6,4 10⁶+4 10⁵=6,8 10⁶ м. Для этой высоты орбиты примем ориентировочное значение плотности среды (газа) =3 10-¹⁴ кг/м³ /1, с.115/. Примем также для дальнейших расчетов массу Земли М_З=6 10 кг, G=6,67 10^-11 Н м²/кг² и c=3 10⁸ м/с. Положим, что на энергетической платформе установлен квантовый генератор, который может суммарно передавать на технологический модуль мощность Р от 5 10³ до 10⁴ Вт. В качестве квантового генератора возьмем полупроводниковый лазер с активной средой AlGaAs, который характеризуется малыми энергопотреблением и массогабаритными параметрами, высокой мощностью диодов /6, с.338/. После преобразования отдельных лучей диода и сложения лучей для получения требуемой мощности излучения предположим, что в объединенном луче лазера имеем угол расходимости излучения =1,1 10^-3 рад. Технологический модуль выполнен в форме, близкой к сферической, с площадью миделевого сечения S _TM= D_TM ²/4, для которого примем коэффициент C_x =2,2 /8, с.78/. Примем площадь приемной плоскости приемно-преобразующего блока S_ПП=1 м², а коэффициент отражения поверхности приемной плоскости R=0,05. Приемно-преобразующий блок предположим выполнен на основе фотоэлектрического генератора, использующего внутренний фотоэффект, для непосредственного преобразования энергии электромагнитного излучения лазера в электрическую энергию на основе полупроводников /9, с.491, с.575-576/. Для оптимального выбора характерной площади ТМ, позволяющей для данной высоты орбиты функционирования h=4 10⁵ м и выбранной мощности излучения лазера (выберем, например, Р=5 10³ Вт) полностью (или частично) компенсировать лобовое сопротивление ТМ, используем соотношение (1)

S_TM=2 P (1+R) R_o/(C_x G M_З c)=

2 5 10³ (1+0,05) 6,8 10⁶/(2,2 3 10^-14 6,67 10^-11 6 10²⁴ 3 10⁸)=9 м².

Откуда для ТМ, выполненного в форме, близкой к сферической, диаметр сферы будет равен D_TM=2 (S_TM/ )^1/2=2 (9/ )^1/2=3,4 м.

Для выбранного типа лазера и принятой площади приемной плоскости из соотношения (2) определяем требуемое расстояние L между источником лазерного излучения квантового генератора, установленного на энергетической платформе, и приемной плоскостью приемно-преобразующего блока, установленного на технологическом модуле

L (S_ПП/ )^1/2/tg( /2)=(1/ )^1/2/tg(1,1 10^-3/2) 10³ м.

В данном примере примем S=S_ПП, откуда получаем требуемое расстояние L=10 ³ м.

После вывода энергетической платформы и технологического модуля на околоземную круговую орбиту функционирования их ориентируют на орбите так, чтобы источник лазерного излучения находился в плоскости орбиты функционирования и отстоял от орбиты на высоте h_ли, определяемой из соотношения (3),

h_ли={R_o ²+[L+(S_TM/ )^1/2]²}^1/2-R_o =

={(6,8 10⁶)²+[10³+(9/ )^1/2]²}^1/2-6,8 10⁶=7,4 10^-2 м.

Как уже говорилось выше, приведенное ориентировочное значение плотности потока может меняться от времени суток, солнечной активности и т.д. Для выбранной геометрии ТМ, как видно из (1), изменяя мощность Р, а также используя на ЭП и ТМ блоки накопления и хранения энергии, можно практически полностью компенсировать аэродинамическое сопротивление F_TM даже в случае его мгновенного десятикратного изменения, связанного с изменением плотности потока . Поскольку мощность Р лазерного излучения можно изменять практически мгновенно (путем выключения или включения части лазерных диодов, входящих в состав лазерной головки), то и компенсация изменения аэродинамического сопротивления F_TM также будет происходить практически мгновенно и, следовательно, значения величин микроускорений, действующих на ТМ, возможно поддерживать на уровне, требуемом для производства материалов (не более 10 ^-7 g_o /3, с.86/).

Поскольку для передачи энергии с ЭП на ТМ не требуется причаливание ТМ к ЭП, причем передача энергии может происходить непрерывно, то нет необходимости периодического включения двигательной установки ТМ для причаливания к ЭП и сроки сохранения микрогравитационной обстановки на борту ТМ могут быть сколь угодно длительными.

Поскольку компенсация микроускорений, обусловленных лобовым сопротивлением атмосферы, будет проходить за счет давления лазерного излучения постоянно, то для этого не нужно включение двигательной установки, и не будет расхода топлива на компенсацию микроускорений, обусловленных лобовым сопротивлением атмосферы. Также, поскольку передача энергии с ЭП на ТМ будет происходить постоянно посредством лазерного излучения, то не будет необходимости в периодических стыковках ТМ к ЭП с целью передачи энергии и не нужно будет тратить топливо на периодическое совершение этих динамических операций.

Кроме того, нужно отметить, что при оптимальном проектировании космической системы для производства материалов в космосе необходимо учитывать приведенные соотношения (1), (2) и (3). Например, для выбранной геометрии ТМ в данном расчетном примере существует ограничение по величине мощности Р, связанное с возможностями системы обеспечения теплового режима на бору ТМ, при этом имеется в виду радиационный сброс тепла через поверхность, ограниченную площадью сферы. Расстояние L также должно находиться в оптимальных пределах: L должно быть достаточно велико, чтобы пренебречь гравитационной силой между ЭП и ТМ, в тоже время L ограничено возможностями размещения источника излучения на ЭП и габаритами ЭП.

Таким образом, предлагаемая космическая система для производства материалов в космосе позволяет:

1) улучшить качество производимых материалов за счет уменьшения величины микроускорений на борту технологического модуля;

2) расширить перечень производимых материалов и перечень научных экспериментов за счет увеличения сроков сохранения микрогравитационной обстановки на борту ТМ;

3) снизить расход топлива во время функционирования системы;

4) на стадии проектирования космической системы провести оптимальный выбор конструктивных параметров (мидель технологического модуля, положение источника лазерного излучения на борту энергетической платформы и требуемое расстояние между технологическим модулем и энергетической платформой).

ЛИТЕРАТУРА

1. В.С.Авдуевский, Г.Р.Успенский. Космическая индустрия. Москва. Машиностроение, 1989 г.

2. Обслуживаемый модуль для производства в космосе материалов с уникальными свойствами /Елкин К.С., Левтов В.Л., Лобыкин А.А. и др./ М.: Известия РАН, Энергетика, № 3, 2007 г.

3. Лобыкин А.А. Методы улучшения микрогравитационной обстановки на борту автоматического КА, предназначенного для микрогравитационных исследований. / М.: Поверхность, рентгеновские, синхротронные и нейтронные исследования, № 2, 2009 г.

4. Савельев И.В. Курс общей физики. Т.2. Электричество и магнетизм. Волны. Оптика. 6-е изд. - СПб.: Издательство «Лань», 2006.

5. Большая российская энциклопедия. Т.8. М.: Научн. Издательство «Большая Российская энциклопедия». 2007.

6. Физический энциклопедический словарь. Москва, «Советская энциклопедия», 1983.

7. Кабардин О.Ф. Физика. Справочные материалы. 3-е издание. М.: Просвещение, 1991.

8. Полет космических аппаратов: Примеры и задачи: Справочник / Ю.Ф.Авдеев, А.И.Беляков, А.В.Брыков и др.; Под общ. Ред. Г.С.Титова. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1990.

9. Большой энциклопедический словарь. Политехнический. М.: Большая Российская энциклопедия, 2000.