орбитальный модуль-заправщик

Формула изобретения

Орбитальный модуль-заправщик, содержащий силовой каркас, бортовые криогенные и топливные емкости, солнечную батарею, систему газовых баллонов высокого давления, быстроразъемные стыковочные устройства, систему термостатирования и электроприводы, при этом указанный силовой каркас выполнен в виде объемной шестигранной призмы, имеющей в своем составе два торцевых стыковочных шпангоута, соединенных между собой с помощью шести углепластиковых штанг, на каждой из которых закреплено по одной однотипной панели солнечной батареи, причем на обоих стыковочных шпангоутах установлены периферийные стыковочные устройства, каждое из которых оборудовано тремя направляющими выступами, а во внутреннем объеме указанной шестигранной призмы установлена ферменная конструкция, повторяющая конфигурацию этой призмы и выполненная из композиционных материалов, причем во внутреннем объеме ферменной конструкции установлены две криогенные и две топливные емкости, имеющие одинаковую конфигурацию и габаритные размеры, при этом ферменная конструкция оснащена дополнительными электроприводами и фиксирующими устройствами и выполнена с возможностью ее возвратно-поступательного перемещения вместе с криогенными и топливными емкостями вдоль продольной оси орбитального модуля-заправщика, при этом криогенные и топливные емкости оснащены активными разделителями фаз и теплоизолирующими экранами на основе экранно-вакуумной изоляции, причем обе криогенные емкости оснащены дополнительными экранами, на цилиндрических оболочках которых установлены дополнительные трубопроводы, соединенные с системой термостатирования, которая выполнена с возможностью прокачки газообразного гелия по внутреннему объему дополнительных трубопроводов.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при орбитальной дозаправке автономных космических аппаратов компонентами топлива и криоагентами при реализации этими аппаратами различных орбитальных маневров и длительном (в течение нескольких лет) периоде эксплуатации.

Известен способ (пат. RU 2165869 С1, 08.08.2000) заправки жидким кислородом бака окислителя первой ступени ракеты-носителя, горизонтально расположенной на борту самолета-разгонщика воздушно-космической системы (ВКС), путем подачи жидкого кислорода в нижнюю часть бака и отвода паровой фазы при сообщении верхней части бака окислителя с дополнительной криогенной емкостью с жидким кислородом.

Данный способ заправки обеспечивает надежный запуск ЖРД первой ступени при десантировании ее с самолета-разгонщика. Однако наличие на борту самолета-разгонщика криогенной емкости с жидким кислородом, а также криогенного насоса, трубопроводов и арматуры, существенно усложняет конструкцию и функционирование ВКС.

Известен также способ (пат. RU 2197413 С1, 08.06.2001) заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя ВКС, который включает заполнение перед стартом бака окислителя ракеты-носителя жидким кислородом. Термостатирование кислорода производят с использованием дополнительной криогенной емкости в процессе выведения ракеты-носителя на высоту воздушного старта. В качестве криогенного компонента этой емкости используют жидкий азот с начальной температурой, равной его температуре кипения при нормальном атмосферном давлении.

Данный способ позволяет улучшить эксплуатационные качества соответствующей системы, упростив ее оборудование и уменьшив потери кислорода при термостатировании.

Известны также другие способы и устройства (в т.ч. модульной схемы) заправки топливными компонентами баков ракет-носителей и орбитальных объектов (см. пат. RU 2197413 C1, RU 2241645 С2, RU 2215891 С2, US 4880187 A, US 4884770 А и др.).

Эффективная и экономичная система заправки описана в патенте RU 2208563 С2. В ней предусмотрено заполнение бака окислителя жидким кислородом наземными средствами заправки с последующей подачей в бак окислителя переохлажденного кислорода и переливом кислорода из бака в дополнительную криогенную емкость после заполнения бака, при поддержании в дополнительной криогенной емкости избыточного давления, соответствующего штатному давлению в баке окислителя.

Данная система заправки позволяет улучшить эксплуатационные качества ВКС за счет существенного упрощения технологии работ по подготовке воздушного старта ракеты-носителя при ее десантировании с самолета-разгонщика. При этом значительно уменьшается количество и вес оборудования, поскольку дополнительная криогенная емкость отстыковывается перед взлетом самолета-разгонщика. Это позволяет увеличить массу выводимого на орбиту полезного груза.

Для данного участка полета самолета-разгонщика вместе с ракетой-носителем характерно наличие силы тяжести, во многом определяющей прогнозируемое положение жидкого кислорода и парогазового объема в баке окислителя и создающей необходимые условия для надежного запуска жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) ступени.

Известные системы заправки обычно предполагают включение в свой состав следующего комплекса средств: силового каркаса, криогенных и топливных емкостей, системы энергоснабжения, системы газовых баллонов высокого давления, быстроразъемных стыковочных устройств, системы термостатирования, электроприводов, фиксирующих устройств.

Одним из недостатков перечисленных выше заправочных комплексов является обязательное использование при предварительной заправке бака окислителя жидким кислородом наземного заправочного оборудования с применением одного из возможных вариантов термостатирования этого бака до момента его десантирования в составе ракеты-носителя на основе подачи в бак окислителя переохлажденного кислорода, с переливом кислорода из этого бака в дополнительную криогенную емкость.

Другим недостатком является их ограниченные функциональные возможности, затрудняющие заправочные операции на орбите, где должна проводится дозаправка компонентами топлива и криогенными агентами как автоматических, так и пилотируемых космических аппаратов.

Целью предлагаемого изобретения является устранение отмеченных выше и других недостатков путем расширения функциональных возможностей заправочного устройства в виде орбитального модуля-заправщика, выполненного с возможностью дозаправки как автоматических, так и пилотируемых космических аппаратов, находящихся на своих рабочих орбитах. При этом операция дозаправки осуществляется в условиях невесомости и предполагает многократную дозаправку КА как компонентами топлива, так и криогенными агентами.

Поставленная цель достигается тем, что силовой каркас предлагаемого модуля-заправщика выполнен в виде объемной шестигранной призмы, имеющей в своем составе два торцевых стыковочных шпангоута, соединенных между собой с помощью шести углепластиковых штанг, на которых закреплены шесть однотипных панелей солнечной батареи, на обоих стыковочных шпангоутах установлены периферийные стыковочные устройства, каждое из которых оснащено тремя направляющими выступами; во внутреннем объеме объемной шестигранной призмы установлена форменная конструкция, выполненная из композиционных материалов и повторяющая конфигурацию объемной шестигранной призмы, во внутреннем объеме форменной конструкции установлены две криогенные и две топливные емкости, имеющие одинаковую конфигурацию и габаритные размеры, при этом форменная конструкция оснащена дополнительными электроприводами и фиксирующими устройствами и выполнена с возможностью ее возвратно-поступательного перемещения вместе с криогенными и топливными емкостями вдоль продольной оси орбитального модуля-заправщика, причем криогенные и топливные емкости оснащены активными разделителями фаз и теплоизолирующими экранами на основе экранно-вакуумной изоляции, кроме того, обе криогенные емкости оснащены дополнительными экранами, на цилиндрических оболочках которых установлены дополнительные трубопроводы, соединенные с системой термостатирования, при этом система термостатирования выполнена с возможностью прокачки газообразного гелия по внутреннему объему дополнительных трубопроводов.

В результате реализации стыковочных операций орбитального модуля-заправщика с автономными КА и замены с помощью ферменной конструкции, оснащенной дополнительными электроприводами и соответствующими фиксирующими устройствами, пустых емкостей на заправленные существенно расширяются функциональные возможности орбитального модуля-заправщика и при этом достигается высокая оперативность осуществления всей операции дозаправки и одновременно реализуются минимальные потери доставляемых компонентов в процессе их транспортировки.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется прилагаемым чертежом.

Предложенный орбитальный модуль-заправщик содержит жесткий силовой каркас, выполненный из продольных и поперечных элементов в виде объемной шестигранной призмы 1. На боковых гранях этой призмы закреплены панели солнечной батареи 2, обеспечивающие энергоснабжение бортовых служебных систем 3 и подпитку аккумуляторной батареи 4, от которой осуществляется электроснабжение дополнительных электроприводов 5. Эти дополнительные электроприводы 5 установлены на форменной конструкции 6 вместе с фиксирующими устройствами 7 и сменными заправленными криогенными емкостями 8, а также сменными заправленными топливными емкостями 9. Кроме того, на ферменной конструкции 6 установлены дополнительные фиксирующие устройства 10, реализующие фиксацию пустых криогенных емкостей 11 и пустых топливных емкостей 12, причем все криогенные и топливные емкости оснащены активными разделителями фаз 13, а также теплоизолирующими экранами 17. Кроме того, криогенные емкости 8 и 11 оснащены еще дополнительными экранами 18, которые охлаждаются газообразным гелием. На поперечных элементах каркаса объемной шестигранной призмы 1 с обоих торцов установлены стыковочные шпангоуты 14 и направляющие выступы 15, обеспечивающие жесткую стыковку с подобными стыковочными устройствами автономного КА. Ориентация объемной шестигранной призмы 1 при проведении стыковочных операций осуществляется бортовой системой ориентации с помощью батареи газовых баллонов высокого давления 16.

На прилагаемом чертеже в составе орбитального модуля-заправщика пустые криогенные емкости 11 и пустые топливные емкости 12 показаны условно пунктиром, поскольку в составе орбитального модуля-заправщика, во внутреннем объеме ферменной конструкции 6 при осуществлении стыковочных операций с автономным КА могут находиться либо заправленные криогенные емкости 8 и заправленные топливные емкости 9 при срабатывании фиксирующих устройств 7, либо пустые криогенные и топливные емкости 11 и 12 при срабатывании дополнительных фиксирующих устройств 10. Такое положение обусловлено тем, что орбитальный модуль-заправщик сначала забирает пустые криогенные и топливные емкости, которые штатно функционировали в составе автономного КА, а затем переправляет на борт этого КА заправленные криогенные и топливные емкости. Фактически заправленные и пустые емкости находятся одновременно на борту орбитального модуля-заправщика только в процессе осуществления повторной стыковки этого орбитального модуля-заправщика с автономным КА.

Работа предлагаемого орбитального модуля-заправщика осуществляется следующим образом.

Штатное функционирование орбитального модуля-заправщика предполагается в связке с орбитальной базовой платформой, в составе которой установлены криогенные и топливные резервуары, оснащенные аппаратурой, агрегатами термостатирования и заправки.

Именно из этих резервуаров осуществляется заправка криогенных и топливных компонентов в криогенные и топливные емкости 8 и 9, установленные на ферменной конструкции 6.

После заправки осуществляется расстыковка орбитального модуля-заправщика с базовой платформой и затем его орбитальный маневр к автономному КА, оснащенному таким же периферийным стыковочным устройством, что и орбитальный модуль-заправщик. С помощью направляющих выступов 15 и стыковочного шпангоута 14 осуществляется жесткая стыковка орбитального модуля-заправщика с аналогичным периферийным стыковочным устройством автономного КА. После стыковки с помощью дополнительных электроприводов 5 реализуется продольное перемещение ферменной конструкции 6 во внутренний объем автономного КА и с помощью фиксирующих устройств 10 производится захват пустых криогенных емкостей 11 и пустых топливных емкостей 12. По факту фиксации этих емкостей осуществляется с помощью дополнительных электроприводов 5 возврат ферменной конструкции 6 в исходное положение. Далее орбитальный модуль-заправщик осуществляет расстыковку с автономным КА и отход от него с помощью струйных сопел, питаемых от батареи газовых баллонов высокого давления 16, с последующим зависанием и разворотом орбитального модуля-заправщика на угол 180°. С помощью направляющих выступов 15 и стыковочного шпангоута 14 второго периферийного стыковочного устройства этого орбитального модуля-заправщика осуществляется его повторная жесткая стыковка с автономным КА.

Затем с помощью дополнительных электроприводов 5 реализуется продольное перемещение ферменной конструкции 6 во внутренний объем автономного КА и с помощью его фиксирующих устройств производится захват заправленных криогенных емкостей 8 и заправленных топливных емкостей 9. Затем с помощью дополнительных электроприводов 5 реализуется возврат ферменной конструкции 6 в исходное положение. После выполнения этой операции орбитальный модуль-заправщик осуществляет расстыковку с автономным КА и отход от него. Таким образом, осуществлена дозаправка автономного КА криоагентами и топливом путем оперативной замены пустых емкостей 11 и 12 на заправленные емкости 8 и 9.

Оснащение криогенных емкостей и топливных емкостей активными разделителями фаз 13 обеспечивает в полном объеме жидкими криоагентами (жидким азотом, жидким гелием) и жидкими топливными компонентами агрегаты, научную и служебную аппаратуру автономного КА в течение всего срока его активного функционирования.

При этом минимизируются потери доставляемых компонентов при транспортировке и передаче их на борт автономного КА. Проведенные оценочные расчеты по определению потерь криоагентов при их транспортировке и передаче на борт автономного КА с помощью предлагаемого орбитального модуля-заправщика показали, что они не превышают 5-7% от общей массы криоагентов. Для сравнения потери криоагентов при использовании традиционных средств дозаправки достигают 30-40% от их общей массы.