надувной автономный космический модуль

Формула изобретения

1. Надувной автономный космический модуль, содержащий силовой каркас и внешнюю оболочку, образующие вместе замкнутый внутренний объем, оборудованный не менее чем одним торцевым стыковочным устройством периферийного типа, имеющий в своем составе робототехнические средства, аккумуляторные батареи, бортовые средства ориентации, топливные баки и баллоны с газом высокого давления, отличающийся тем, что его силовой каркас сформирован из стыковочного шпангоута с закрепленным на нем транспортным контейнером, на торцевой поверхности которого с наружной стороны установлены поворотные створки с приводами их разворота, с возможностью многократного дистанционного раскрытия и закрытия поворотных створок и пространственного развертывания, свертывания элементов конструкции контейнера, а во внутреннем объеме которого размещены малый дистанционно управляемый космический аппарат, элементы силового каркаса и оболочки модуля, причем силовой каркас модуля выполнен в виде надувных трубчатых элементов, часть из которых закреплена по периметру стыковочного шпангоута, а другая часть имеет гибкую связь с внешней оболочкой, при этом внешняя оболочка модуля выполнена в виде защитной сетки из синтетического материала с возможностью принятия формы поверхности тела вращения.

2. Надувной автономный космический модуль по п.1, отличающийся тем, что на внешней стороне каждой из поворотных створок закреплена панель солнечной батареи.

3. Надувной автономный космический модуль по пп.1 и 2, отличающийся тем, что на свободном конце каждой из поворотных створок установлен дополнительный узел разворота с приводом и с закрепленной на нем дополнительной поворотной створкой, на внешней стороне которой установлена панель солнечной батареи, при этом основная и дополнительная поворотные створки идентичны по своей конструкции и габаритным размерам.

Описание изобретения к патенту

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.