Трансформируемый космический отсек

Изобретение относится к надувным трансформируемым конструкциям, преимущественно трансформируемым космическим отсекам (ТКО) обитаемых модулей.

При разработке отсеков обитаемых космических модулей приходится решать две взаимно противоречащие задачи:

1. Увеличение полезного герметичного объема отсеков обитаемых модулей космических станций с целью повышения комфортности долговременного пребывания экипажей и создания необходимых условий для проведения научных и технологических экспериментов.

2. Возможность их выведения существующими и перспективными ракетами-носителями в условиях ограничения пространства под обтекателями ракет-носителей в зоне полезного груза (ЗПГ).

Известен усовершенствованный конструктивный надувной гибридный модуль космического аппарата (Патент США № US 6231010 В1). Надувной модуль, состоящий из жесткого цилиндрического отсека, несущего нагрузку при запуске, и надувной оболочки, причем надувная оболочка герметично закреплена на этом цилиндрическом отсеке. В транспортировочной конфигурации надувная оболочка сжата под воздействием вакуума и свернута вокруг цилиндрического отсека. Для перевода в рабочую конфигурацию оболочка надувается в радиальном направлении вокруг цилиндрического отсека, образуя при этом внутреннее рабочее пространство большего размера.

Недостатком известного устройства является невозможность увеличения в рабочей конфигурации внутреннего рабочего пространства цилиндрического отсека и надувной оболочки в осевом направлении.

Известен спускаемый космический аппарат (Патент РФ №2234442 С2), содержащий корпус и узлы стыковки с ракетой-носителем (прототип). При этом корпус спускаемого аппарата состоит из двух идентичных автономных модулей, между которыми установлен механизм расталкивания, и соединительной проставки. Проставка выполнена в виде системы раздвижных полых элементов (РПЭ), в исходном состоянии утопленных один в другом и имеющих возможность фиксации друг в друге. Модули утоплены в корпусах крайних элементов проставки и могут перемещаться и фиксироваться внутри этих элементов. Технический результат изобретения состоит в расширении эксплуатационных возможностей аппарата за счет обеспечения его удлинения в осевом направлении на рабочей орбите, при соблюдении габаритных ограничений по размещению аппарата на ракете-носителе.

Недостатками известного устройства являются:

1. Невозможность увеличения внутреннего рабочего пространства в радиальном направлении при переходе в рабочую конфигурацию аппарата.

2. Ударная нагрузка на раздвижные полые элементы при переходе в рабочую конфигурацию аппарата.

3. Использование в качестве механизма расталкивания толкателей (пороховых, пневматических, пружинных) приводит к увеличению массы, уменьшению полезного объема и снижению надежности.

4. Возможность заклинивания РПЭ при их взаимном перемещении.

Техническими результатами, предлагаемого изобретения являются устранение указанных недостатков прототипа, а именно: увеличение в рабочей конфигурации внутреннего рабочего пространства ТКО в радиальном направлении, снижение ударной нагрузки на РПЭ в процессе достижения раздвижными полыми элементами их конечного (рабочего) положения, повышение надежности.

Технические результаты изобретения обеспечиваются тем, что в трансформируемом космическом отсеке (ТКО), содержащем корпус, выполненный в виде системы раздвижных полых элементов в транспортировочной конфигурации утопленных один в другом и имеющих возможность осевого перемещения относительно друг друга при переходе корпуса из транспортировочной в рабочую конфигурацию, устройства фиксации положения раздвижных полых элементов друг в друге, механизм расталкивания раздвижных полых элементов, по меньшей мере один узел стыковки с другим объектом, раздвижные полые элементы взаимодействуют между собой посредством по меньшей мере одного направляющего устройства взаимного перемещения, на одном из торцев РПЭ между внешней поверхностью одного РПЭ и внутренней поверхностью другого РПЭ закреплено устройство гашения скорости перемещения раздвижных полых элементов, механизм расталкивания раздвижных полых элементов выполнен в виде трансформируемой надувной оболочки (ТНО), закрепленной своими противоположными в осевом направлении краями с обеспечением герметичности соединения к противоположным в осевом направлении и максимально удаленным в рабочей конфигурации корпуса друг от друга сторонам раздвижных полых элементов, уложенной в транспортировочной конфигурации вокруг корпуса и имеющей возможность раздвижения в осевом и радиальном направлениях при ее надувании сжатым газом, причем внутренняя полость трансформируемой надувной оболочки соединена посредством трубопроводов с источником сжатого газа, размещенного внутри или снаружи ТКО.

Повышение надежности изобретения решается также тем, что направляющие устройства взаимного перемещения раздвижных полых элементов выполнены в виде соединения «паз-ролик», причем паз находится на одном из раздвижных полых элементов (РПЭ), а соответствующей пазу ролик находится на другом РПЭ.

Технический результат изобретения обеспечивается также тем, что устройство гашения скорости перемещения раздвижных полых элементов в осевом направлении относительно друг друга по мере достижения раздвижными полыми элементами их рабочей конфигурации выполнено в виде упругих элементов.

Сущность изобретения поясняется графически на примере надувного трансформируемого космического отсека обитаемого модуля.

На фиг. 1 приведен общий вид трансформируемого космического отсека в транспортировочной конфигурации.

На фиг. 2 приведен общий вид трансформируемого космического отсека в рабочей конфигурации.

Устройство трансформируемого космического отсека.

Трансформируемый космический отсек содержит (Фиг. 1 и 2):

- корпус ТКО, выполненный в виде системы из двух раздвижных полых элементов 1 и 2 (Фиг. 1 и 2), в транспортировочной конфигурации (Фиг. 1) утопленных один в другом и имеющих возможность осевого перемещения относительно друг друга при переходе корпуса ТКО из транспортировочной в рабочую конфигурацию (Фиг. 2);

- устройства фиксации положения 3 (Фиг. 1) раздвижных полых элементов друг в друге;

- трансформируемую надувную оболочку 4 (Фиг. 1), в транспортировочной конфигурации уложенной вокруг корпуса ТКО (Фиг. 1) и имеющей возможность раздвижения в осевом и радиальном направлениях при ее надувании. Противоположные в осевом направлении стороны ТНО 4 (Фиг. 1) закреплены на противоположных в осевом направлении и максимально удаленных друг от друга раздвижных полых элементах 1 и 2 (Фиг. 2) в рабочей конфигурации корпуса ТКО (Фиг. 2);

- трубопровод подвода сжатого газа 5 (Фиг. 2), соединенный с кольцевым воздуховодом 6 (Фиг. 2), в котором выполнены отверстия 7 (Фиг. 2), совмещенные с отверстиями 8 (Фиг. 2) в конической части корпуса ТКО, для соединения с внутренней полостью ТНО 9 (Фиг. 2);

- направляющие устройства 10 (Фиг. 2), выполненные, например, в виде соединения «паз-ролик» на сопрягаемых поверхностях РПЭ 1 и 2 (Фиг. 1 и 2);

- устройство гашения скорости 11 (Фиг. 1 и 2) перемещения раздвижных полых элементов в осевом направлении относительно друг друга по мере достижения раздвижными полыми элементами их рабочей конфигурации, закрепленное на одном из торцев РПЭ 12 (Фиг. 1) между внешней поверхностью одного РПЭ 13 (Фиг. 2) и внутренней поверхностью другого РПЭ 14 (Фиг. 2), выполненное в виде упругих элементов, например упругого кольца, пружин;

- стыковочное устройство 15 (Фиг. 1 и 2), установленное на одном из торцев корпуса ТКО (Фиг. 1 и 2) для соединения корпуса ТКО с корпусом другого космического объекта (условно не показано).

Кроме того, источник сжатого газа (условно не показано), например баллон, может быть размещен внутри корпуса трансформируемого космического отсека (условно не показано).

Кроме того, источник сжатого газа может быть размещен в внутри корпуса другого космического объекта (условно не показано).

Предлагаемое устройство работает следующим образом:

В транспортировочной конфигурации на ракете-носителе РПЭ 1 и 2 (Фиг. 1) полностью утоплены друг в друге, образуя корпус ТКО (Фиг. 1) и зафиксированы устройствами фиксации 3 (Фиг. 1) относительно друг друга. Трансформируемая надувная оболочка 4 (Фиг. 1) в транспортировочной конфигурации уложена вокруг корпуса ТКО (Фиг. 1). Для перехода в рабочую конфигурацию ТКО сжатый газ поступает из магистрали подвода сжатого газа 5 (Фиг. 2) в кольцевой воздуховод 6 (Фиг. 2) и через отверстия 7 (Фиг. 2) и 8 (Фиг. 2) во внутреннюю полость ТНО 9 (Фиг. 2);

Сжатый газ раздвигает в осевом и радиальном направлениях ТНО 4 (Фиг. 1) при ее надувании до достижения ТНО 4 (Фиг. 2) рабочей конфигурации. Одновременно с подачей сжатого газа во внутреннюю полость ТНО 9 (Фиг. 2) устройства фиксации 3 (Фиг. 1 и 2) освобождают РПЭ 1 и 2 (Фиг. 1 и 2) для перемещения в рабочую конфигурацию. ТНО 4 (Фиг. 2) при своем раздвижении в осевом направлении перемещает РПЭ 1 и 2 (Фиг. 2) по направляющим устройствам 10 (Фиг. 2), выполненным, например, в виде соединения «паз-ролик» на сопрягаемых поверхностях РПЭ 1 и 2 (Фиг. 2) для их взаимного перемещения в рабочую конфигурацию корпуса ТКО (Фиг. 2). При достижении РПЭ рабочей конфигурации корпуса ТКО (Фиг. 2) устройства фиксации 3 (Фиг. 1) фиксируют положение РПЭ 1 и 2 (Фиг. 2) относительно друг друга.

Устройство гашения скорости 11 (Фиг. 1 и 2), закрепленное на одном из торце РПЭ 12 (Фиг. 1) между внешней поверхностью одного РПЭ 13 (Фиг. 2) и внутренней поверхностью другого РПЭ14 (Фиг. 2), выполненное в виде упругих элементов, например упругого кольца, пружин 11 (Фиг. 1 и 2), при перемещении раздвижных полых элементов в осевом направлении гасит скорость перемещения раздвижных полых элементов в осевом направлении относительно друг друга по мере достижения раздвижными полыми элементами их рабочей конфигурации.

В случае размещения источника сжатого газа (условно не показано), например баллона со сжатым газом, внутри корпуса трансформируемого космического отсека сжатый газ из этого источника поступает в трубопровод подвода сжатого газа 5 (Фиг. 1 и 2).

В случае размещения источника сжатого газа (условно не показано) внутри корпуса другого космического объекта сжатый газ из этого источника поступает в трубопровод подвода сжатого газа 5 (Фиг. 1 и 2) через стыковочное устройство 15 (фиг. 1 и 2).

Таким образом, предлагаемое устройство позволяет:

- увеличить габариты ТКО (при переводе его в рабочую конфигурацию) как в осевом, так и в радиальном направлении, что приводит к увеличению полезного объема ТКО;

- обеспечить безударное (плавное) раскрытие трансформируемой надувной оболочки (ТНО) при переводе ее из транспортировочной в рабочую конфигурацию, что повышает надежность ТНО и ТКО в целом;

- исключить ударную нагрузку на раздвижные полые элементы гашением скорости перемещения раздвижных полых элементов в осевом направлении относительно друг друга по мере достижения раздвижными полыми элементами их рабочей конфигурации с помощью одного или нескольких упругих элементов, что повышает надежность ТКО.