Результат интеллектуальной деятельности: НАДУВНОЙ АВТОНОМНЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ МОДУЛЬ

Изобретение относится к космонавтике и более конкретно к области создания на монтажной орбите крупногабаритных автономных космических модулей, предназначенных для выполнения в натурных условиях орбитального полета целого ряда экспериментальных, прикладных и научных задач, связанных, в основном, с отработкой динамических, стыковочных, заправочных, энергетических и технологических операций, а также для проведения экспериментов по отработке способов и средств аварийного спасения космонавтов и автоматических космических аппаратов.

Эксплуатация международной космической станции (МКС), осуществляемая с участием России, позволяет выполнить на элементах ее инфраструктуры определенное количество научно-прикладных исследований (НПИ) и экспериментов. Вместе с тем, в принятом варианте архитектуры МКС Российский сегмент (PC) расположен в спутном следе МКС, что ухудшает его собственную атмосферу, а верхняя и нижняя полусферы PC МКС имеют зоны, затененные элементами конструкции других сегментов.

Возможным вариантом устранения воздействий отмеченных ограничений на результативность выполнения программы НПИ является развитие инфраструктуры PC МКС с включением в ее состав свободнолетящих (или автономных) модулей, базирование которых предполагается осуществить в окрестности МКС на относительных расстояниях порядка 7-10 км или непосредственно пристыкованных к одному из модулей PC.

Из технической литературы и опубликованных материалов патентов известны аналоги подобных модулей (платформ). Одним из них является многоразовая спутниковая платформа (МСП) EURECA ("Эврика"), разработанная концерном MBB/ERNO (Германия) и запущенная в 1992 году, которая была предназначена для проведения микрогравитационных исследований (уровень микроускорений - менее l0^-5g для частот f<1 Гц) (см. Jane's Space Directory. Edited Ardrew Wilson. 11^th Edit. 1995 - 96).

Кроме этого в рамках европейской космической программы "COLUMBUS" (см. Ada, Astronautica, vol. 20, р.39-49, 1989) был разработан обслуживаемый КА, который предназначался для функционирования на орбите в режиме свободного полета и обеспечения автоматической работы технологических установок в оптимальных условиях микрогравитации. В качестве обслуживающего КА рассматривались как пилотируемая станция, так и многоразовый транспортный космический корабль (МТКК) "Hermes". Данный многофункциональный КА (МКА) содержит гермоотсек в составе отсека полезной нагрузки, герметичный приборно-агрегатный отсек со средствами ориентации и стабилизации, а также средства терморегулирования, стыковки, приборную платформу, двигательную установку со средствами дозаправки и т.д. Он позволяет осуществить на борту отдельные группы технологических и научных экспериментов. Обслуживаемый КА имеет значительные габариты и массу. Использование в его составе герметичного приборно-агрегатного отсека снижает уровень ремонтопригодности МКА и исключает его обслуживание с помощью автоматических КА.

В качестве аналога также известен обслуживаемый многофункциональный космический аппарат (МКА) и способ проведения многоцелевых НПИ с помощью этого КА (см. Russian Space Bulletin, 1996, vol. 3, №4, р. 13-15, а также см. описание изобретения RU 2181094 С1, 7 B 64 G 1/00, 29.08.2000).

Это изобретение относится к космическому производству, астрофизике и изучению природных ресурсов Земли. При этом обеспечивается многоразовое орбитальное производство материалов в оптимальных условиях микрогравитации и сверхглубокого вакуума, снижения потребной энергетики и оперативной доставки на Землю результатов исследований. Стартовая масса МКА составляет 7900 кг, в том числе суммарный запас бортового топлива - 1800 кг. При трехгодичном сроке эксплуатации предусмотрена двухкратная дозаправка МКА топливом (по 500 кг) с борта орбитальной пилотируемой станции (ОПС).

Отличительной особенностью этого аналога является наличие в его составе гермоотсека, из которого осуществляется обслуживание космонавтами шлюзовых камер и в котором размещена обслуживаемая целевая технологическая аппаратура для НПИ. Масса такой аппаратуры может составлять 400-500 кг и включать в свой состав помимо технологических установок блоки вакуумирования, газонаполнения и управления технологическими установками. Кроме того, в гермоотсеке возможно размещение обслуживаемых блоков служебной аппаратуры.

Несмотря на высокую эффективность данных КА-аналогов для осуществления отдельных групп технологических и научных экспериментов их возможности в части комплексной (многоцелевой) программы экспериментов на борту ограничены.

В качестве аналога-прототипа выбран надувной модуль космического корабля, разработанный специалистами NASA и оформленный в виде изобретения (11) US 6231010 ВА (22) 25.01.1999 (21) 236785 (см. ИСМ, выпуск 33, №5, 2002 г., 7 B 64 G 1/12, стр.28).

Надувной модуль содержит силовой центральный компонент и надувную двойную оболочку. В предпочтительном варианте надувной модуль имеет тороидальную форму с полутороидальными концевыми секциями. Силовой центральный компонент содержит не менее одного лонжерона, который вместе с поперечными силовыми элементами образует жесткий прочный, легкий каркас модуля, обеспечивающий устойчивость всей конструкции. Модуль предназначен для проживания и работы космонавтов. При сбросе давления из внутреннего объема тороидальной части надувного модуля его оболочка под действием вакуума прижата к центральному компоненту.

Данный надувной модуль содержит гермоотсек, габаритные размеры которого ограничены длиной центрального силового компонента и внешним диаметром надувной оболочки.

Недостатки прототипа заключаются в том, что в ходе осуществления программы научно-прикладных исследований не могут быть выполнены такие экспериментальные научно-прикладные задачи, как

- отработка в натурных условиях операций автоматической стыковки 2-х автономных КА, в том числе с некооперируемыми объектами;

- экспериментальная отработка средств передвижения и аварийного спасения космонавтов в открытом космосе и других аналогичных задач;

- экспериментальная натурная отработка средств автоматической дозаправки космических аппаратов топливом и низкотемпературными криоагентами (жидким гелием);

- создание эффективных средств защиты от метеорной опасности с проведением натурных зачетных испытаний;

- экспериментальная проверка эффективной работы средств дистанционной передачи электроэнергии с целью поиска оптимальных технических решений.

Кроме того, использование в составе космического корабля герметичного надувного модуля с ограниченными габаритными размерами снижает уровень его ремонтопригодности, что исключает принципиальную возможность его обслуживания и ремонта методами внекорабельной деятельности.

Целью изобретения является устранение вышеуказанных недостатков надувного модуля космического корабля - прототипа путем разработки автономного негерметичного космического модуля изменяемой формы, многократно собираемого и демонтируемого, с применением конструктивных элементов транспортного контейнера, надувных трубчатых конструкций и гибкой защитной сетки, а также использования при проведении монтажно-сборочных операций модуля малого дистанционно управляемого автоматического космического аппарата, общая масса которого составляет 50-70 кг.

Данная цель достигается тем, что предложенный автономный космический модуль изменяемой формы, в отличие от прототипа, не имеет в своем составе герметичного отсека и содержит основной конструктивный элемент в виде транспортного контейнера, во внутреннем объеме которого размещены элементы силового набора и оболочки модуля, а с наружной стороны на его боковой и торцевой поверхностях установлены поворотные створки вместе с приводами их разворота, причем каждая из таких створок оборудована электромагнитными замками-фиксаторами, обеспечивающими жесткую быстроразъемную связь створок с силовыми элементами стыковочного шпангоута после демонтажа автономного модуля, а также при выведении его на орбиту. Раскрытие электромагнитных замков-фиксаторов осуществляется дистанционно с последующим разворотом каждой створки-панели на угол 80-85° от первоначального положения. В результате такого предварительного раскрытия створок-панелей транспортного контейнера появляется техническая возможность пространственного развертывания элементов силового набора и оболочки модуля, которое осуществляется с помощью малого дистанционно управляемого КА. Поскольку силовая часть конструкции модуля выполнена в виде надувных трубчатых элементов, а внешняя оболочка выполнена в виде гибкой защитной сетки, то в результате последующего наддува силовых элементов каркаса образуется пространственная надувная конструкция заданной формы с большим внутренним объемом, который ограничен поверхностью гибкой защитной сетки. Причем жесткость такой надувной конструкции будет определяться величиной внутреннего избыточного давления в элементах надувного трубчатого каркаса модуля. С учетом наличия наружного вакуума величина избыточного давления составит не более 0,05-0,1 атм. При таком избыточном давлении автономный модуль приобретает устойчивую во времени пространственную конфигурацию, обеспечивающую проведение всей запланируемой серии экспериментов в обеспечение решения ряда прикладных и научных задач.

Изобретение характеризуется всеми признаками, приведенными в пунктах 1-3 формулы изобретения.

Сущность изобретения поясняется нижеследующим графическим материалом.

На чертеже представлена конструктивно-компоновочная схема автономного космического модуля изменяемой формы. В состав схемы входят следующие основные элементы конструкции, устройства и агрегаты:

1 - надувные трубчатые элементы;

2 - стыковочное устройство автономного модуля периферийного типа:

3 - автоматический малый дистанционно управляемый аппарат для проведения монтажно-сборочных работ;

3а - малый дистанционно управляемый аппарат при полном развертывании автономного космического модуля;

3б - малый дистанционно управляемый аппарат перед началом развертывания элементов надувного трубчатого каркаса;

4 - стыковочный шпангоут автономного модуля;

5 - зона размещения бортовых средств энергоснабжения и ориентации, запасов топлива и баллонов с газом высокого давления;

6 - транспортный контейнер для размещения надувных трубчатых элементов в положении перед развертыванием конструктивных элементов модуля;

7 - поворотные створки транспортного контейнера;

7а - поворотная створка и дополнительная поворотная створка транспортного контейнера в развернутом положении;

8 - приводы разворота поворотных створок;

9 - стыковочное устройство малого дистанционно управляемого аппарата;

10 - стыковочное устройство транспортного контейнера;

11 - направление перемещения малого дистанционно управляемого аппарата при развертывании, свертывании автономного модуля;

12 - поворотный люк с приводом автономного модуля;

13 - панель солнечной батареи в составе поворотной створки;

14 - дополнительный привод разворота дополнительной поворотной створки;

15 - дополнительная поворотная створка;

16 - панель солнечной батареи в составе дополнительной поворотной створки;

17 - элементы защитной заградительной сетки.

Используемая в составе автономного модуля экспериментальная аппаратура и вспомогательное оборудование могут размещаться на поворотном люке 12, а также в зоне 5.

Солнечные батареи 13 и 16 автономного модуля могут размещаться на торцевой и цилиндрической поверхностях транспортного контейнера 7, а также на дополнительных поворотных створках 15.

Процесс развертывания элементов автономного надувного космического модуля осуществляется дистанционно путем подачи управляющих радиокоманд на привод поворотного люка 12 и на малый космический аппарат 3, в результате исполнения которых происходит поворот крышки люка на угол 90° и последующая расстыковка с ним малого КА 3. Далее малый КА 3 совершает облет транспортного контейнера 6 и стыкуется с помощью своего стыковочного устройства 9 со стыковочным устройством 10 транспортного контейнера в положении 3б. После подачи радиокоманды на приводы разворота 8 поворотных створок 7, а также на дополнительные приводы разворота 14 дополнительных поворотных створок 15 осуществляется разворот основных и дополнительных створок в положение 7а, обеспечивающий последующее свободное развертывание элементов трубчатого каркаса 1 и заградительной сетки 17. Процесс развертывания этих элементов происходит с помощью исполнительных органов системы ориентации малого КА 3 в направлении 11 до полного развертывания в положение 3а.

На заключительном этапе развертывания с помощью баллонов с газом высокого давления 5 осуществляется наддув трубчатых элементов каркаса 1 и надувной автономный космический модуль принимает сферическую форму.

Функционирование рассматриваемого надувного автономного космического модуля заключается в следующем.

Система ориентации автономного модуля, исполнительные органы и приборное оборудование которой размещены в зоне 5, ориентирует конструкцию самого модуля таким образом в пространстве, чтобы обеспечить соосность сближения и последующей жесткой стыковкой (с помощью стыковочного устройства 2 периферийного типа с экспериментальным автономным модулем, в составе которого находятся экспериментальные объекты и вспомогательное оборудование. Одновременно с использованием панелей солнечных батарей 13 и 16 соответственно закрепленных на поворотных створках 7 и дополнительных поворотных створках 15 транспортного контейнера 6, находящихся в развернутом положении 7а, а также бортовых средств энергоснабжения, размещенных в зоне 5, осуществляется запитка электроэнергией осветительной и датчиковой аппаратуры автономного модуля и средств кинофототелерегистрации. В результате одновременного развертывания панелей солнечных батарей 13 и 16 в положение 7а мощность энергоснабжения оборудования и аппаратуры модуля удваивается.

При проведении экспериментов автоматический малый дистанционно управляемый аппарат 3 жестко состыкован с поворотным люком 12, а сам люк находится в открытом положении (развернут на угол 160° от первоначального положения). Перемещение экспериментальных объектов (в соответствии с программой экспериментов) осуществляется только во внутреннем объеме автономного модуля, наружная поверхность которого ограничена защитной заградительной сеткой 17, соединенной с элементами трубчатого надувного силового каркаса 1. Перемещение (или транспортировка) экспериментальных объектов во внутреннем объеме модуля после завершения очередного эксперимента осуществляется с помощью малого КА 3.

Весь процесс проведения эксперимента осуществляется в автоматическом режиме.

Проектная оценка общей массы автономного космического модуля составляет не более 7000 кг (при диаметре модуля порядка 100 м и суммарной площади его сферической поверхности порядка 30000 м²), при этом масса силового надувного трубчатого каркаса и гибкой защитной сетки составляет не более 6000 кг из расчета удельной массы 1 м² поверхности около 0,2 кг. Суммарная масса стыковочного устройства периферийного типа, стыковочного шпангоута, поворотного люка, топливных баков, газовых баллонов высокого давления, средств энергоснабжения и ориентации, а также с учетом массы конструкции, устройств и агрегатов транспортного контейнера и другого вспомогательного оборудования составляет не более 1000 кг. Ориентировочная суммарная стоимость изготовления автономного космического модуля составляет около 6,2 млн. долл. В эту сумму входят: стоимость надувного трубчатого каркаса и гибкой защитной сетки, которая рассчитывалась с учетом удельной стоимости 1 кг этой части конструкции порядка 200 долл. (при общей массе около 6000 кг), составляет 1,2 млн. долл., а также стоимость остальной части конструкции модуля, его устройств и агрегатов, которая рассчитывалась с учетом удельной стоимости 1 кг порядка 5000 долл. (при общей массе около 1000 кг), составляет 5,0 млн. долл.

Таким образом, создание предлагаемого автономного космического модуля изменяемой формы и реализация с его помощью целой серии орбитальных экспериментов в обеспечение решения ряда прикладных и научных задач основаны на доступных финансовых и материальных средствах, а также освоенных технологиях, что доказывает техническую реализуемость настоящего изобретения. При этом обеспечивается многоразовое использование модуля с осуществлением в случаях необходимости монтажа и демонтажа всей конструкции.