Многофункциональный обслуживаемый космический аппарат и способ проведения многоцелевых научно-прикладных исследований с помощью этого космического аппарата

 

Изобретение относится к космонавтике и, более конкретно, к космическому производству, астрогеофизике и изучению природных ресурсов Земли. Многофункциональный космический аппарат (МКА) содержит гермоотсек для целевой аппаратуры, центральную шлюзовую камеру, туннель для внутреннего перехода космонавтов через стыковочный агрегат, наружную поворотную приборную платформу и служебные системы. Причем туннель, гермоотсек и шлюзовая камера последовательно соединены друг с другом, образуя базовую силовую конструкцию МКА. В ходе полета МКА на его борту, в частности, получают эпитаксиальные полупроводниковые структуры при сверхглубоком вакууме, ориентируя продольную ось МКА по вектору скорости. При этом защитный молекулярный экран раскрывают с помощью средств, устанавливаемых в шлюзовой камере. Эту камеру используют также для выдвижения из гермоотсека специальной аппаратуры и десантирования больших спускаемых капсул. С помощью поворотной платформы обслуживают доставляемые на Землю малые спускаемые капсулы. Изобретение позволяет расширить возможности МКА, применяя его для комплексных исследований по микрогравитации, технологиям сверхглубокого вакуума, для автономной оперативной доставки на Землю результатов исследований и др. 2 с. и 20 з.п. ф-лы, 1 табл., 10 ил.

Область техники Изобретение относится к космонавтике и, более конкретно, к способам и средствам исследования и осуществления процессов космического производства, а также проведения астрогеофизических экспериментов и экспериментов в области исследования природных ресурсов Земли.

Уровень техники Создание международной космической станции (МКС), осуществляемое с активным участием России, представляется наиболее масштабным космическим проектом первого десятилетия XXI века, в том числе с точки зрения планируемой на базе МКС программы научно-прикладных исследований (НПИ) и экспериментов.

Вместе с тем принятый вариант участия России в программе МКС, а также опыт эксплуатации ПКК "Мир" позволяет прогнозировать наличие значительных ограничений для эффективной реализации программы НПИ. В принятом варианте архитектуры МКС Российский сегмент (PC), помимо объективно присутствующих источников динамических возмущений станции (обусловленных активностью экипажа, работой систем терморегулирования, электроснабжения, жизнеобеспечения и т.д.), будет подвергаться воздействию дополнительных значительных микроперегрузок вследствие своей удаленности от центра масс МКС Кроме того, PC МКС расположен в спутном следе МКС, что ухудшает его собственную атмосферу, а верхняя и нижняя полусферы PC МКС имеют зоны, затененные элементами конструкции других сегментов.

Учитывая также значительный уровень электромагнитных помех на МКС, обусловленных работой большого количества радиотехнических устройств, электродвигателей и других энергоустановок, можно сделать вывод, что возможность эффективного выполнения на базе PC МКС астрогеофизических, микрогравитационных исследований, а также решение задач исследования природных ресурсов Земли представляется проблематичной.

Возможным способом устранения воздействий отмеченных ограничений на результативность выполнения программы НПИ является развитие инфраструктуры PC МКС с включением в нее свободнолетящих модулей (платформ), обслуживаемых и комплексируемых с МКС.

Из уровня техники известны аналоги подобных модулей (платформ). Так, свободнолетящий автоматический космический аппарат (КА) WSF ("Wake Shield Facility") предназначен для выращивания полупроводниковых пленок методом молекулярно-лучевой эпитаксии (МЛЭ) в сверхглубоком вакууме, образующемся за движущимся по орбите КА дискообразной формы (диаметр диска - 3,7 м). КА выводится на орбиту и возвращается на Землю в грузовом отсеке МТКК "Спейс Шаттл". Обслуживание аппарата, подготовка к очередному пуску производятся на Земле (см. A. Ignatiev. The Wake Shield Facility and Space-Based Thin Film Science and Technology. Earth Space Review/ 1995, v.2, 2, p.10-17. Spaceflight, vol.37, 12, December 1995).

Автоматический одноразовый КА "Фотон" (ЦСКБ, г. Самара) предназначен для проведения экспериментов в области космического материаловедения и биотехнологии с использованием автоматических комплексов бортовой технологической аппаратуры с последующим возвращением как результатов экспериментов, так и комплексов бортовой аппаратуры на Землю в составе спускаемого аппарата. КА эксплуатируется с 1985 года (см. "Конструирование автоматических космических аппаратов". Под ред. Д. И. Козлова. М. : Машиностроение, 1996, с.20-22. "Новости космонавтики", 11 (202), 1999, с.9-14).

Многоразовая спутниковая платформа (МСП) EURECA ("Эврика"), разработанная концерном MBB\ ERNO (Германия) и запущенная в 1992 году, предназначена для проведения микрогравитационных исследований (уровень микроускорений - менее 10^-5 g для частот f<1 Гц). Схема функционирования МСП "Эврика" аналогична КА WSF. Отличие заключается в параметрах рабочей орбиты и длительности автономного функционирования МСП "Эврика" - до 1 года. (см.: Jane's Space Directory. Edited by Andrew Wilson. 11^th Edit. 1995-96).

Обслуживаемый КА "МАКОС-Т" (Многоразовая Автоматическая Космическая Орбитальная Система Технологическая) предназначен для выполнения многократных циклов орбитального производства материалов за счет периодического обслуживания с МКС. КА разработан на базе максимального использования систем и агрегатов ТК "Прогресс-М" и КА "Марс 94/96". В составе КА "МАКОС-Т" предусматривалось использование головного гермоотсека ТК "Прогресс-М", сопрягаемого с приборно-агрегатным отсеком и двигательной системой КА "Марс". Это обеспечивало, при стартовой массе КА ~7500 кг, возможность его неоднократного обслуживания в составе пилотируемой станции - не менее 8-10 раз (см.: Russian Space Bulletin, 1996, vol.3, 4, p. 13-15).

Несмотря на достаточно 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 ближайшего КА - аналога выбран обслуживаемый КА (модуль MTFF), разработанный в рамках европейской программы "COLUMBUS" (см. Ada Astronautica, vol. 20, p.39-49, 1989, а также: Итоги науки и техники. Ракетостроение и космическая техника. Том 10. М., 1989, с.76-78). Данный многофункциональный КА (МКА) содержит гермоотсек в составе отсека полезной нагрузки, приборно-агрегатный отсек со средствами ориентации и стабилизации КА, радиатор системы терморегулирования, стыковочный агрегат, средство перехода космонавтов между обслуживающим КА и указанным отсеком полезной нагрузки, наружную приборную платформу, двигательную установку для орбитального маневрирования со средствами дозаправки в условиях космического базирования с борта обслуживающего КА.

МКА - аналог предназначен для функционирования на орбите в режиме свободного полета и обеспечения автоматической работы технологических установок в оптимальных условиях микрогравитации, не возмущаемых присутствием человека на борту. Предусматривалось только временное присутствие человека на борту МКА - в периоды обслуживания полезной нагрузки и служебных систем КА. В качестве обслуживающего КА рассматриваются как пилотируемая станция, так и МТКК "Hermes".

В качестве ближайшего способа - аналога выбран способ проведения многоцелевых научно-прикладных исследований с помощью многофункционального обслуживаемого КА, включающий периодическую стыковку указанного КА с обслуживающим КА, дооснащение и/или переоснащение КА расходуемыми материалами и/или оборудованием для указанных исследований, обслуживание систем многофункционального КА космонавтами, дозаправку указанного КА топливом, периодическое отделение указанного КА от обслуживающего КА и перевод на рабочую орбиту, проведение на борту многофункционального КА при его свободном полете по рабочей орбите технологических операций по получению материалов в требуемых условиях микрогравитации, проведение операций по доставке на Землю результатов исследований и получаемых материалов. Этот способ реализуется с использованием упомянутого МКА MTFF (см. указанные выше источники).

Недостатки МКА - аналога (MTFF) и реализуемого им способа - аналога заключаются в том, что в ходе программы исследований не могут быть выполнены такие функции, как: - создание сверхглубокого забортного вакуума и проведение эксперимента по молекулярно-лучевой эпитаксии; - проведение наряду с микрогравитационными экспериментами астрогеофизических исследований или решение задач в области исследования природных ресурсов Земли (что также требует размещения аппаратуры вне гермоотсека); - автономная доставка на Землю результатов исследований, проведенных на МКА.

Кроме того, модуль MTFF имеет значительные габариты и массу, что, по-видимому, потребует использования в составе станции специального порта с соответствующей свободной зоной для подхода модуля.

Использование в составе модуля MTFF герметичного приборно-агрегатного отсека снижает уровень ремонтопригодности МКА, что исключает принципиальную возможность его обслуживания и ремонта методами внекорабельной деятельности (ВКД).

Для сохранения компланарности орбит МКА и станции в течение длительного времени и последующей стыковки МКА со станцией модуль MTFF должен обладать повышенной энергетикой для орбитального маневрирования (коррекции орбиты, сближения и причаливания к станции).

Сущность изобретения Целью изобретения является устранение вышеуказанных недостатков известных МКА и способа путем разработки комплексного, периодически обслуживаемого в условиях космического базирования МКА для проведения многоцелевых научно-прикладных космических исследований, включая многоразовое орбитальное производство материалов в оптимальных условиях микрогравитации и/или сверхглубокого вакуума, снижения потребной энергетики и обеспечения оперативной доставки на Землю результатов исследований. При этом должны обеспечиваться: - расширенные возможности по размещению, обслуживанию и замене целевой аппаратуры КА, устанавливаемой как внутри, так и снаружи гермоотсека, без использования ВКД в штатном варианте эксплуатации МКА; - высокий уровень ремонтопригодности МКА за счет его блочного построения и использования открытой архитектуры приборно-агрегатного отсека; - длительный ресурс эксплуатации МКА за счет его дозаправки в условиях космического базирования топливом орбитальной пилотируемой станции (ОПС).

Данные цели достигаются тем, что предложенный МКА, в отличие от известного, содержит центральную шлюзовую камеру, размещенную снаружи гермоотсека, средство перехода космонавтов выполнено в виде туннеля для внутреннего перехода через стыковочный агрегат, двигательная установка со средствами дозаправки включает в себя топливный моноблок, приборная платформа выполнена поворотной относительно продольной оси КА, причем указанные туннель для внутреннего перехода, гермоотсек и центральная шлюзовая камера - последовательно и соосно соединены друг с другом, образуя силовую конструкцию КА, к которой прикреплены остальные элементы так, что стыковочный агрегат соединен с торцом туннеля для внутреннего перехода, поворотная платформа установлена на этом туннеле, радиатор прикреплен снаружи гермоотсека, топливный моноблок охватывает указанную шлюзовую камеру и зафиксирован на ней с одной своей стороны, а с другой стороны прикреплен к гермоотсеку, приборно-агрегатный отсек прикреплен к шлюзовой камере и топливному моноблоку.

При этом возможны модификации, в которых:
- гермоотсек образован передним коническим и задним плоским днищами и цилиндрической обечайкой, причем коническое днище соединено с указанным туннелем, а другое - с указанной шлюзовой камерой;
- приборно-агрегатный отсек выполнен с открытой компоновочной архитектурой на базе пространственной рамочной конструкции и несущих панелей для установки служебных приборов и агрегатов, в том числе - управляющих двигателей-маховиков, причем на этом отсеке установлены поворотные складываемые солнечные батареи;
- отсек полезной нагрузки дополнительно снабжен внутренней шлюзовой камерой, установленной в гермоотсеке и прикрепленной сбоку к днищу, соединенному с туннелем;
- МКА снабжен установленным снаружи гермоотсека манипулятором, в зоне действия которого находится выход указанной внутренней шлюзовой камеры;
- указанные шлюзовые камеры и туннель выполнены цилиндрической формы;
- обе шлюзовых камеры снабжены автоматически открываемыми и закрываемыми наружными люками, обеспечивающими доступ в открытый космос, а также автоматическими выдвижными платформами с индивидуальными приводами для выноса аппаратуры из шлюзовых камер в открытый космос;
- центральная шлюзовая камера выполнена с возможностью установки в ней, обслуживания и выдвижения-складывания аппаратуры молекулярно-лучевой эпитаксии, при этом для данной аппаратуры предусмотрен защитный молекулярный экран, автоматически раскрывающийся при выдвижении этой аппаратуры из шлюзовой камеры в открытый космос и складывающийся при возврате аппаратуры в шлюзовую камеру.

- центральная шлюзовая камера выполнена с возможностью использования для установки в ней, выдвижения и десантирования крупногабаритной спускаемой капсулы или оптико-электронного блока;
- внутренняя шлюзовая камера выполнена с возможностью ее использования для выдвижения целевой аппаратуры наружной поворотной платформы в зону действия манипулятора, либо - для выдвижения в эту зону малогабаритных спускаемых капсул, для которых снаружи гермоотсека предусмотрены устройства фиксации, разворота и отделения;
- поворотная платформа установлена на кольцевых опорах, выполняющих функцию подшипников при ее вращении и закрепленных на наружной поверхности туннеля;
- боковые грани указанной поворотной платформы образованы четырьмя плоскими панелями, в которых предусмотрено использование встроенных тепловых труб;
- на двух противоположных указанных панелях установлены устройства фиксации и отделения малогабаритных спускаемых капсул, выполненные в виде стаканов, обеспечивающих предварительную раскрутку капсул и последующий их увод от КА с помощью пружинных толкателей;
- поворотная платформа снабжена приводом ее вращения относительно начального положения на угол ±180^o, обеспечивающим возможность перевода любой из четырех указанных панелей платформы в зоны действия манипулятора и выхода внутренней шлюзовой камеры;
- топливный моноблок состоит из восьми цилиндрических сильфонных баков, расположенных по окружности и соединяемых между собой силовыми кольцами.

Цели изобретения достигаются также тем, что для реализации предложенного способа, в отличие от известного, используют МКА, содержащий отсек полезной нагрузки и соединенную с этим отсеком соосно продольной оси МКА центральную шлюзовую камеру, причем в составе проводимых на борту указанного МКА технологических операций осуществляют получение эпитаксиальных полупроводниковых структур в условиях сверхглубокого вакуума, обеспечивая ориентацию продольной оси МКА по вектору скорости и раскрывая с помощью устанавливаемых в центральной шлюзовой камере средств осесимметричный экран, защищающий технологическую аппаратуру от набегающего молекулярного потока.

При этом способ может быть реализован в частных вариантах, в которых:
- для проведения указанных исследований используют МКА, в котором отсек полезной нагрузки включает в себя гермоотсек, соединенный с центральной шлюзовой камерой, причем указанную шлюзовую камеру используют также для выдвижения и десантирования доставляемых на Землю крупногабаритных спускаемых капсул и/или выдвижения и - по окончании работы - возврата внутрь гермоотсека оптико-электронных блоков;
- для проведения указанных исследований используют МКА, в котором снаружи отсека полезной нагрузки установлена поворотная приборная платформа, причем целевую аппаратуру, эксплуатируемую в условиях открытого космоса, устанавливают на указанную платформу средствами, не требующими внекорабельной деятельности космонавтов;
- указанную наружную поворотную приборную платформу используют также для фиксации и отделения доставляемых на Землю малогабаритных спускаемых капсул, которые передают на платформу из отсека полезной нагрузки указанного КА;
- рабочую орбиту формируют, увеличивая высоту его полета относительно орбиты обслуживающего КА и одновременно уменьшая наклонение его орбиты, обеспечивая тем самым равенство скоростей прецессий плоскостей рабочей орбиты и орбиты обслуживающего КА;
- рабочую орбиту МКА формируют без изменения наклонения так, что данный МКА сначала переводят на более высокую, относительно обслуживающего КА, орбиту, а затем по истечении расчетного времени переводят его на более низкую, относительно обслуживающего КА, орбиту, на которой МКА функционирует до момента повторного совмещения восходящих узлов орбит обслуживающего и обслуживаемого КА.

- на борту многофункционального КА при его свободном полете по рабочей орбите проводят астрогеофизические эксперименты, а также эксперименты в области исследования природных ресурсов Земли.

Сущность изобретения поясняется нижеследующими графическими материалами.

Перечень фигур
На фиг. 1 представлена конструктивно-компоновочная схема обслуживаемого МКА.

На фиг. 2 представлен общий вид обслуживаемого МКА с аппаратурой молекулярно-лучевой эпитаксии (МЛЭ) в рабочем положении.

На фиг. 3 представлена форменная конструкция защитного экрана в развернутом (рабочем) положении аппаратуры МЛЭ.

На фиг. 4 представлено транспортное положение форменной конструкции и раскрываемой оболочки экрана аппаратуры МЛЭ.

На фиг. 5 представлена схема конструктивного членения обслуживаемого МКА.

На фиг. 6 представлена схема орбитальной группировки МКА с ОПС, исходная для формирования рабочей орбиты МКА.

На фиг. 7 представлена схема, поясняющая формирование рабочей орбиты обслуживаемого МКА, функционирующего в составе орбитальной группировки с ОПС.

На фиг. 8 представлена зависимость периодов совмещения восходящих узлов орбит МКА и ОПС от высоты рабочей орбиты МКА.

На фиг. 9 представлен график затрат характеристической скорости обслуживаемого МКА, необходимых для формирования рабочих орбит с параметрами, обеспечивающими равенство прецессий рабочей и монтажной орбит.

На фиг. 10 представлена циклограмма расходования бортовых запасов топлива обслуживаемого МКА с учетом возможности его дозаправки с борта ОПС.

Пример предпочтительного варианта осуществления изобретения
Компоновка и общий вид предлагаемого МКА представлены на фиг. 1 и 2. В состав конструкции МКА входят следующие основные элементы и системы:
- Солнечные батареи (СБ) 1 с приводами вращения.

- Приборный отсек 2.

- Наружный люк 3 шлюзовой камеры.

- Центральная шлюзовая камера 4.

- Управляющие двигатели- маховики (УДМ) 5.

- Топливный моноблок 6.

- Пояс двигательных установок (ДУ) 7.

- Гермоотсек в сборке с навесным радиатором 8.

- Туннель 9 внутреннего перехода.

- Спускаемая капсула 10 в рабочем положении.

- Опорные кольца 11 для установки поворотной платформы.

- Привод 12 вращения поворотной платформы.

- Стыковочный агрегат 13.

- Устройство 14 фиксации, разворота и отделения спускаемой капсулы.

- Спускаемая капсула 15 после выдвижения из шлюзовой камеры.

- Наружный люк 16 шлюзовой камеры.

- Коническое днище 17 гермоотсека.

- Боковая шлюзовая камера 18.

- Внутренний люк 19 шлюзовой камеры.

Кроме того, в составе МКА имеются следующие устройства, специфические для предпочтительного варианта реализации изобретения (см. фиг. 2-4):
- Установка 20 молекулярно-лучевой эпитаксии (МЛЭ).

- Молекулярный экран 21.

- Раздвижная телескопическая ферма 22.

- Антенна 23 аппаратуры "Курс".

- Поворотная платформа 24 с научной аппаратурой и спускаемыми капсулами
- Поворотные штанги 25 (6 шт.).

- Телескопические штанги 26 (12 шт.).

- Цилиндрическая проставка 27 (6 шт.)
- Шарнирное устройство 28 (6 шт.)
- Приводы вращения штанг 29 (6 шт.).

- Монтажная плита 30 аппаратуры МЛЭ.

- Металлизированная фольга (оболочка) 31 экрана в сложенном положении.

На схеме членения (фиг. 5) дополнительно показаны основные сборочные единицы предлагаемого МКА:
- Панели 32 приборного отсека.

- Пространственная ферма 33 приборного отсека.

- Форменная конструкция 34 пояса ДУ.

- Блоки 35 ДУ.

- Навесной радиатор 36.

- Приборная панель 37 поворотной платформы.

- Спускаемая капсула 38 с устройством фиксации и отделения.

- Пространственная ферма 39 поворотной платформы.

- Гермоотсек (без радиатора) 40.

- Силовая ферма 41 крепления топливного моноблока.

- Топливный моноблок 42.

Используемая в составе обслуживаемого МКА целевая аппаратура может размещаться на приборной поворотной платформе 24, в гермоотсеке 8 МКА, а также в центральной шлюзовой камере 4, соединенной с задним днищем гермоотсека 8.

На приборной платформе 24, помимо аппаратуры астрогеофизического назначения (массой 100-200 кг), устанавливаются две малогабаритные спускаемые капсулы 10, 15 (массой ~20 - 30 кг), обеспечивающие возможность оперативной доставки на Землю результатов исследований на борту МКА. Установка малогабаритных капсул на приборную платформу осуществляется космонавтами с использованием боковой шлюзовой камеры 18, размещаемой внутри гермоотсека 8.

Гермоотсек 8, из которого осуществляется обслуживание космонавтами шлюзовых камер, предназначен также для размещения обслуживаемой целевой технологической аппаратуры для микрогравитационных исследований. При этом аппаратуру для микрогравитационных исследований планируется размещать на виброзащитных платформах. Масса комплекса целевой технологической аппаратуры, размещаемой в гермоотсеке 8, может составлять - 400-500 кг и включать в свой состав помимо технологических установок блоки вакуумирования, газонаполнения и управления технологическими установками. Кроме того, в гермоотсеке 8 возможно размещение обслуживаемых блоков служебной аппаратуры, которые могут соединяться с приборно-агрегатным отсеком 2 МКА через герморазъемы в заднем плоском днище гермоотсека 8. Для отвода тепла от аппаратуры, устанавливаемой в гермоотсеке, используется навесной цилиндрический радиатор 36.

В центральной шлюзовой камере 4 возможна установка и автоматическое выдвижение различного оборудования. В частности, в качестве основного рассматривается вариант установки и автоматического выдвижения в открытый космос через эту шлюзовую камеру аппаратуры молекулярно-лучевой эпитаксии (МЛЭ) 20 с автоматически раскрываемым защитным экраном 21 (фиг. 2, 3, 4). Ориентировочные габариты аппаратуры МЛЭ 20 с защитным экраном 21 в транспортном положении (в шлюзовой камере): l ~ 2000 мм, d = 700-750 мм. Габариты молекулярного экрана 21 после выдвижения и раскрытия (в рабочем положении) составляют: 4000 х 3400 мм (шестигранный "диск"). Помимо этого, центральная шлюзовая камера 4 может быть использована для установки и выдвижения оптико-электронных блоков аппаратуры с габаритными размерами: l = 2500 мм, d = 600-700 мм или баллистической крупногабаритной спускаемой капсулы типа "Радуга".

Схема конструктивного членения МКА представлена на фиг. 5. Основу силовой схемы МКА составляет неразъемно соединяемая в моноблок конструкция из трех последовательно расположенных и соосных элементов МКА: цилиндрического туннеля для внутреннего перехода, гермоотсека 8 и наружной шлюзовой камеры 4. При этом все остальные элементы прикреплены к данной конструкции - стыковочный агрегат 13 присоединен к торцу туннеля для внутреннего перехода, поворотная платформа 24 установлена на опорные кольца, закрепленные к туннелю внутреннего перехода, навесной радиатор 36 установлен снаружи цилиндрической обечайки гермоотсека 8, топливный моноблок 6 "нанизан" на цилиндрическую шлюзовую камеру и зафиксирован на ее наружной поверхности с одной стороны, а с другой стороны с помощью фермы 33 прикреплен к силовому шпангоуту гермоотсека 8, ферма 33 приборно-агрегатного отсека 2 прикреплена к топливному моноблоку 42 и ферменной конструкции 34 пояса ДУ 7, создавая замкнутую силовую конструктивную схему. Рассматриваемая схема блочного построения МКА обеспечивает технологичность его изготовления и возможность разработки модифицированных вариантов КА, а особенности конструктивно-компоновочной схемы и соответствующие возможности обслуживания МКА позволяют использовать его как многоцелевой КА.

Эксплуатационно-технические характеристики МКА могут быть следующими:
Средство выведения - РН "Союз" с диаметром обтекателя 3700 мм
Стартовая масса МКА - 7900 кг
Габариты МКА:
Общая длина МКА - До 7500 мм
Диаметр гермоотсека - 2500 - 2600 мм
Длина гермоотсека - До 3000 мм
Размеры шлюзовых камер:
Центральная - d - 800 мм, l - 3000 мм
Боковая - d - 400 мм, l - 1500 мм
Запасы топлива на борту - 1400 - 1800 кг
Среднесуточное энергопотребление технологического оборудования или другой полезной нагрузки - До 2,5 кВт
Состав и массовые характеристики полезной нагрузки (ПН):
Комплекс технологического оборудования внутри гермоотсека - До 400 - 500 кг
Установка МЛЭ с защитным экраном - До 200 кг
Малогабаритные капсулы (2 шт.), - До 180 (90х2) кг
В том числе доставляемые на Землю контейнеры с материалами - До 50 (25х2) кг
Астрогеофизическая аппаратура, размещаемая на внешней платформе - 100 - 200 кг
Срок эксплуатации МКА - Не менее 3 лет
Система ориентации МКА (точности и режимы ориентации МКА определяются программой выполняемых экспериментов) - Трехосная
Исполнительные органы системы ориентации и стабилизации (СОиС) - Микро-ЖРД, управляющие двигатели маховики (УДМ)
Система терморегулирования - Комбинированная - активная и пассивная
Уровень микроускорений в зоне размещения технологического оборудования - Не более 10^-5g
Число циклов обслуживания в составе МКС - Не менее 10
Предварительные проектные оценки показывают, что по весогабаритным параметрам обслуживаемый МКА может быть отнесен к классу кораблей типа "Прогресс-М". При этом в составе предлагаемого МКА предусматривается использование следующих систем и агрегатов ТК "Прогресс-М": стыковочного агрегата, системы управления сближением и стыковкой КА с ОПС - система "Курс", системы жизнеобеспечения посещаемого отсека. Однако конструктивно-компоновочная схема предлагаемого МКА имеет очевидные принципиальные отличия от конструктивной схемы ТК "Прогресс-М".

Используемые на борту МКА элементы служебных систем имеют апробированные аналоги. Так, панельная схема агрегатного отсека с открытой архитектурой, согласно которой герметичные приборы располагаются в негерметичном отсеке, была реализована на связном спутнике "Ямал", запущенном в 1999 г. Панели КА "Ямал" являются несущими, со встроенными тепловыми трубами (см.: "Новости космонавтики", 11, 1999 г., стр.4-6).

Применение возвращаемых капсул для оперативной доставки информации потребителю имело место на разработанном в ЦСКБ КА фотонаблюдения. Капсулы представляют собой миниатюрные спускаемые аппараты (СА). Установка СА и их отделение от КА производятся с помощью капсульных автоматов (см.: "Конструирование автоматических космических аппаратов". Под ред. Д.И. Козлова, М.: Машиностроение, 1996, с.18).

При реализации способа проведения многоцелевых научно-прикладных исследований с помощью предлагаемого МКА должны обеспечиваться соответствующие режимы ориентации и стабилизации МКА.

Так, при выполнении микрогравитационных исследований МКА доложен функционировать в режиме постоянной солнечной ориентации. Этот режим планируется реализовывать с помощью микро-ЖРД тягой до 50 гс, что обеспечивает для ожидаемых массово-инерционных характеристик космического аппарата уровень микроперегрузки на борту менее 10^-5 g.

Во время выполнения экспериментов по МЛЭ, когда предъявляются повышенные требования к собственной атмосфере МКА и, следовательно, желательно исключение работы микро-ЖРД ориентации, планируется использование УДМ 5 в системе ориентации и стабилизации для обеспечения ориентации и стабилизации МКА таким образом, чтобы продольная ось МКА совпадала с вектором скорости.

Концепция использования обслуживаемого в инфраструктуре орбитальной пилотируемой станции (ОПС) автоматического МКА предусматривает периодическое чередование циклов автономного функционирования МКА на рабочей орбите и его обслуживания в составе ОПС. При этом операция возвращения МКА представляется наиболее критичной с точки зрения энергетических затрат и сроков ее реализации. В связи с этим параметры рабочей орбиты МКА должны выбираться исходя из возможности оперативного его возвращения (в течение 2-3-х суток) к пилотируемой станции и приемлемости требуемых для этого затрат топлива.

Для анализа требований к параметрам рабочей орбиты целесообразно рассмотреть движение элементов орбитальной группировки 43 "ОПС - обслуживаемый КА" в оскулирующей системе координат (фиг. 6, 7). Основными параметрами такой системы являются:
Ω - долгота восходящего узла 45 орбиты, отсчитываемая от направления 47 на точку весеннего равноденствия;
i - наклонение плоскости орбиты к плоскости экватора 46;
а - большая полуось орбиты (или фокальный параметр р);
е - эксцентриситет орбиты
(см., например: "Основы теории полета и проектирования космических аппаратов". Под ред. Г. С. Нариманова и М.К. Тихонравова, М.: Машиностроение, 1972).

При этом положение орбиты в пространстве определяется элементами i и Ω, форма и размер орбиты - элементами ε и р. Необходимо отметить, что положение плоскости орбиты в пространстве непрерывно изменяется из-за смещения узла орбиты вследствие прецессии. Учитывая, что (монтажная) орбита 44 ОПС 48 должна быть близка к круговой (так, эксцентриситет орбиты ОПС "Мир" е = 0,002), можно предположить следующие номинальные значения ее параметров: _o = 51,6^o, а ≈ р = R₃ + Н_о = 6771 км, где R₃ - радиус Земли, Н_о = 400 км - высота круговой орбиты, e_о = 0, ΔΩ = 5,02 град/сутки (скорость прецессии орбиты).

С точки зрения безопасности полета МКА 49 (фиг. 7) относительно ОПС 48 и стыкующихся с ней кораблей необходимо, чтобы полет МКА проходил на другой высоте по отношению к ОПС. Поскольку все корабли подходят к ОПС снизу, целесообразно принять среднюю высоту полета МКА выше средней высоты полета ОПС. Тогда после отстыковки от ОПС и повышения рабочей орбиты 50 МКА плоскости орбит МКА и ОПС начнут расходиться из-за разности скоростей их прецессий. Совмещение плоскостей орбит МКА и ОПС в этом случае возможно через определенный промежуток времени, когда разность в узлах орбит, накапливающаяся в течение автономного полета КА, составит 2π. На фиг. 8 представлена зависимость времени, необходимого для совмещения плоскостей рабочей 50 и монтажной 44 орбит, от высоты рабочей орбиты.

Из представленных на фиг. 8 зависимостей видно, что для рабочих орбит 50 с высотами, незначительно отличающимися от высоты орбиты станции (монтажной орбиты 44), время, необходимое для их совмещения, с точки зрения планирования экспериментов и обслуживания МКА может оказаться неприемлемо большим - 700 и более суток.

Для того, чтобы после завершения программы автономного функционирования МКА сократить время, необходимое для ликвидации рассогласования между узлами рабочей и монтажной орбит, возможно осуществить перевод МКА с внешней орбиты - относительно ОПС - на внутреннюю с высотой меньшей, чем высота орбиты ОПС. Перевод МКА на более низкую орбиту позволит "открутить" обратно накопившееся в ходе его автономного функционирования рассогласование долгот узлов за значительно более короткий период времени, который может составить, например, 20 суток в случае, если МКА будет находиться на орбите высотой ~ 403-405 км в течение 90-100 суток. Таким образом, в этом случае для возвращения МКА на монтажную орбиту потребуется нахождение МКА в течение 20 суток на внутренней относительно ОПС орбите. Последнее может создать помехи для транспортных средств обслуживания станции. Однако такая схема функционирования обслуживаемого МКА может быть применима при условии четкой координации программ полета обслуживаемого МКА и транспортных средств.

Для оперативного возвращения МКА на монтажную орбиту 44 необходимо, чтобы за время полета МКА на высоте большей, чем высота полета ОПС, не накапливалась разность в долготах узлов орбит из-за разности скоростей прецессии. Для этого наклонение рабочей орбиты МКА должно быть уменьшено так, чтобы скорости прецессии монтажной и рабочей орбит были равны. В этом случае формирование рабочей орбиты МКА потребует дополнительных энергетических затрат, связанных с необходимостью поворота плоскости орбиты на некоторый угол Δi.
На фиг. 9 представлена зависимость энергетических затрат (ΔV_x) при старте МКА с монтажной орбиты 44, необходимых для формирования рабочих орбит 50 МКА с параметрами Н_р и i_p, обеспечивающими равенство скоростей прецессий рабочей и монтажной орбит.

Из фиг. 9 следует, что может быть сформирована практически любая рабочая орбита с высотой Н_р > Н_о, удовлетворяющая отмеченному выше требованию. Учитывая необходимость минимизации энергетических затрат, в качестве рабочей орбиты обслуживаемого МКА может быть предложена орбита с параметрами: Н_р ~ 403 км, i ~ 51,53^o, Т ~ 5541 с. При такой рабочей орбите МКА ее параметры будут отличаться от параметров монтажной орбиты: ΔH = 3 км, Δi = 0,07^o, ΔT = 4 сек. Существующие точности определения орбиты МКА и ОПС по периоду, эксцентриситету и наклонению следующие:
по периоду δT ≈ 0^S.01,
по эксцентриситету δe ≈ 0.5•10^-5,
по наклонению δi ≈ 10^-5 рад ≈ 6•10^-4 град
- что показывает практическую возможность реализации требуемых параметров рабочей орбиты МКА.

Учитывая, что баллистические коэффициенты МКА и ОПС могут быть близки или отличаться весьма незначительно, аэродинамическое торможение МКА и ОПС практически не будет влиять на их относительное движение, и в этом случае (при отсутствии маневров ОПС) высота орбиты МКА не будет опускаться ниже высоты орбиты станции. При более точной постановке задачи необходимо учитывать, что баллистический коэффициент ОПС в зависимости от ее конфигурации и угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты (по данным американской стороны для МКС) может составить от 0,0016 до 0,0033 м²/кг при том, что баллистический коэффициент МКА может составлять от 0,0024 до 0,0028 м²/кг. Предварительные оценки показали, что с учетом различий в баллистических коэффициентах для того, чтобы ликвидировать разницу в аэродинамическом торможении МКА и ОПС за 30 суток, потребуется коррекция орбиты МКА импульсом ~1 м/сек.

В составе обслуживаемого МКА предусматривается использование системы управления движением (СУД) и исполнительных органов СУД, в состав которых входят разнотяговые двигательные установки, обеспечивающие выполнение операций по коррекции орбиты КА, ближнему наведению, включая причаливание и стыковку МКА к ОПС, а также требуемые условия ориентации и стабилизации МКА в режиме его автономного полета. Для питания топливом двигательных установок (ДУ 7) комбинированной двигательной системы предполагается использование общего топливного моноблока 6. Характеристики и типы ДУ для предпочтительного использования в составе МКА, представлены в таблице.

Анализ представленных в таблице ресурсных характеристик ДУ показывает возможность достаточно длительной эксплуатации МКА - до 3-х и более лет. Для увеличения срока эксплуатации обслуживаемого МКА должна быть предусмотрена возможность дозаправки топливной системы МКА с борта ОПС. Возможность технической реализации такой операции подтверждается отработанной технологией дозаправки топливом ОПС "Мир" с борта транспортного корабля "Прогресс-М".

Циклограмма расходования топливных ресурсов МКА и операций по его дозаправке при обслуживании с борта ОПС требует определения длительности одного технологического цикла эксплуатации МКА, который, по оценкам, может составить Т_ц = 90 + 2 + 8 = 100 сут, где: 90 сут - длительность автономного функционирования МКА на орбите; 2 сут - длительность формирования траектории перехода с рабочей орбиты на монтажную (дальнее наведение); 8 сут - длительность обслуживания в составе ОПС.

Анализ требований к программе экспериментов показывает, что выполнение операций по коррекции орбиты МКА можно производить с интервалом не менее 30 суток и, таким образом, в течение цикла автономного функционирования МКА допускается проведение 2-3 коррекций орбиты КА. Затраты топлива для коррекций орбиты и других орбитальных операций МКА можно оценить по соотношениям, основанным на известной формуле Циолковского (см., например, В.И. Левантовский. Механика космического полета. М.: Наука, 1980 и др.).

Детальный анализ расходования топлива МКА для его основных орбитальных маневров и соответствующих им типов ДУ (см., например: "Техническое решение РКК "Энергия" - ТР 732-103-93), в частности, дал результаты, представленные на фиг. 10.

При расчетах принималось, что стартовая масса МКА, выводимого на опорную орбиту РН "Союз", составляет 7900 кг, в том числе суммарный запас бортового топлива - 1800 кг, параметры опорной орбиты выведения: Н_п = 200 км, Н_а = Н_р = 403 км. Из представленной на фиг. 10 циклограммы следует, что эксплуатация МКА в течение первых двух лет (7 циклов по 100 суток) может осуществляться практически без дозаправки с борта ОПС, а для дальнейшей эксплуатации МКА потребуется периодическая (каждые два последующих цикла автономного функционирования) его дозаправка массой топлива ~ 500 кг с борта ОПС. В итоге при трехгодичном сроке эксплуатации МКА будет израсходовано ~ 1000 кг топлива ОПС, что представляется практически легко реализуемым с учетом планируемых на станцию грузопотоков, в том числе и топлива.

Таким образом, создание предлагаемого МКА и реализация с его помощью предлагаемого способа исследований основаны на доступных и освоенных средствах и технологиях, чем доказывается промышленная применимость настоящего изобретения.

Возможные иные варианты и модификации изобретения, ясные для специалистов, ограничены только его объемом, согласно нижеприводимой формуле изобретения.

Формула изобретения

1. Многофункциональный обслуживаемый космический аппарат (КА), содержащий гермоотсек в составе отсека полезной нагрузки, приборно-агрегатный отсек со средствами ориентации и стабилизации КА, радиатор системы терморегулирования, стыковочный агрегат, средство перехода космонавтов между обслуживающим КА и указанным отсеком полезной нагрузки, наружную приборную платформу, двигательную установку для орбитального маневрирования со средствами дозаправки в условиях космического базирования с борта обслуживающего КА, отличающийся тем, что содержит центральную шлюзовую камеру, размещенную снаружи гермоотсека, указанное средство перехода космонавтов выполнено в виде туннеля для внутреннего перехода через стыковочный агрегат, указанная двигательная установка со средствами дозаправки включает в себя топливный моноблок, приборная платформа выполнена поворотной относительно продольной оси КА, причем указанные туннель для внутреннего перехода, гермоотсек и центральная шлюзовая камера последовательно и соосно соединены друг с другом, образуя силовую конструкцию КА, к которой прикреплены остальные элементы так, что стыковочный агрегат соединен с торцом туннеля для внутреннего перехода, поворотная платформа установлена на этом туннеле, радиатор прикреплен снаружи гермоотсека, топливный моноблок охватывает указанную шлюзовую камеру и зафиксирован на ней с одной своей стороны, а с другой стороны прикреплен к гермоотсеку, приборно-агрегатный отсек прикреплен к шлюзовой камере и топливному моноблоку.

2. Космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что гермоотсек образован передним коническим и задним плоским днищами и цилиндрической обечайкой, причем коническое днище соединено с указанным туннелем, а другое - с указанной шлюзовой камерой.

3. Космический аппарат по п.1 или 2, отличающийся тем, что приборно-агрегатный отсек выполнен с открытой компоновочной архитектурой на базе пространственной рамочной конструкции и несущих панелей для установки служебных приборов и агрегатов, в том числе управляющих двигателей-маховиков, причем на этом отсеке установлены поворотные складываемые солнечные батареи.

4. Космический аппарат по п.2, отличающийся тем, что отсек полезной нагрузки дополнительно снабжен внутренней шлюзовой камерой, установленной в гермоотсеке и прикрепленной сбоку к днищу, соединенному с туннелем.

5. Космический аппарат по п.4, отличающийся тем, что снабжен установленным снаружи гермоотсека манипулятором, в зоне действия которого находится выход указанной внутренней шлюзовой камеры.

6. Космический аппарат по п.4 или 5, отличающийся тем, что указанные шлюзовые камеры и туннель выполнены цилиндрической формы.

7. Космический аппарат по любому из пп.4-6, отличающийся тем, что обе шлюзовые камеры снабжены автоматически открываемыми и закрываемыми наружными люками, обеспечивающими доступ в открытый космос, а также автоматическими выдвижными платформами с индивидуальными приводами для выноса аппаратуры из шлюзовых камер в открытый космос.

8. Космический аппарат по любому из пп.4-7, отличающийся тем, что центральная шлюзовая камера выполнена с возможностью установки в ней, обслуживания и выдвижения-складывания аппаратуры молекулярно-лучевой эпитаксии, при этом для данной аппаратуры предусмотрен защитный молекулярный экран, автоматически раскрывающийся при выдвижении этой аппаратуры из шлюзовой камеры в открытый космос и складывающийся при возврате аппаратуры в шлюзовую камеру.

9. Космический аппарат по любому из пп.1-7, отличающийся тем, что центральная шлюзовая камера выполнена с возможностью использования для установки в ней, выдвижения и десантирования крупногабаритной спускаемой капсулы или оптико-электронного блока.

10. Космический аппарат по любому из пп.4-7, отличающийся тем, что внутренняя шлюзовая камера выполнена с возможностью ее использования для выдвижения целевой аппаратуры наружной поворотной платформы в зону действия манипулятора, либо для выдвижения в эту зону малогабаритных спускаемых капсул, для которых снаружи гермоотсека предусмотрены устройства фиксации, разворота и отделения.

11. Космический аппарат по любому из пп.1-10, отличающийся тем, что указанная поворотная платформа установлена на кольцевых опорах, выполняющих функцию подшипников при ее вращении и закрепленных на наружной поверхности указанного туннеля.

12. Космический аппарат по любому из пп.1-11, отличающийся тем, что боковые грани указанной поворотной платформы образованы четырьмя плоскими панелями, в которых предусмотрено использование встроенных тепловых труб.

13. Космический аппарат по п.12, отличающийся тем, что на двух противоположных указанных панелях установлены устройства фиксации и отделения малогабаритных спускаемых капсул, выполненные в виде стаканов, обеспечивающих предварительную раскрутку капсул и последующий их увод от КА с помощью пружинных толкателей.

14. Космический аппарат по п.12 или 13, отличающийся тем, что поворотная платформа снабжена приводом ее вращения относительно начального положения на угол ± 180^o, обеспечивающим возможность перевода любой из четырех указанных панелей платформы в зоны действия манипулятора и выхода внутренней шлюзовой камеры.

15. Космический аппарат по любому из пп.1-14, отличающийся тем, что топливный моноблок состоит из восьми цилиндрических сильфонных баков, расположенных по окружности и соединяемых между собой силовыми кольцами.

16. Способ проведения многоцелевых научно-прикладных исследований с помощью многофункционального обслуживаемого КА, включающий периодическую стыковку указанного КА с обслуживающим КА, дооснащение и/или переоснащение КА расходуемыми материалами и/или оборудованием для указанных исследований, обслуживание систем многофункционального КА космонавтами, дозаправку указанного КА топливом, периодическое отделение указанного КА от обслуживающего КА и перевод на рабочую орбиту, проведение на борту многофункционального КА при его свободном полете по рабочей орбите технологических операций по получению материалов в требуемых условиях микрогравитации, проведение операций по доставке на Землю результатов исследований и получаемых материалов, отличающийся тем, что для проведения указанных исследований используют многофункциональный обслуживаемый КА, содержащий отсек полезной нагрузки и соединенную с этим отсеком соосно с продольной осью КА центральную шлюзовую камеру, причем в составе проводимых на борту указанного КА технологических операций осуществляют получение эпитаксиальных полупроводниковых структур в условиях сверхглубокого вакуума, обеспечивая ориентацию продольной оси указанного КА по вектору скорости и раскрывая с помощью устанавливаемых в центральной шлюзовой камере средств осесимметричный экран, защищающий технологическую аппаратуру от набегающего молекулярного потока.

17. Способ по п.16, отличающийся тем, что для проведения указанных исследований используют многофункциональный обслуживаемый КА, в котором отсек полезной нагрузки включает в себя гермоотсек, соединенный с центральной шлюзовой камерой, причем указанную шлюзовую камеру используют также для выдвижения и десантирования доставляемых на Землю крупногабаритных спускаемых капсул и/или выдвижения и - по окончании работы - возврата внутрь гермоотсека оптико-электронных блоков.

18. Способ по п.16 или 17, отличающийся тем, что для проведения указанных исследований используют многофункциональный обслуживаемый КА, в котором снаружи отсека полезной нагрузки установлена поворотная приборная платформа, причем целевую аппаратуру, эксплуатируемую в условиях открытого космоса, устанавливают на указанную платформу средствами, не требующими внекорабельной деятельности космонавтов.

19. Способ по п.18, отличающийся тем, что указанную наружную поворотную приборную платформу используют также для фиксации и отделения доставляемых на Землю малогабаритных спускаемых капсул, которые передают на платформу из отсека полезной нагрузки указанного КА.

20. Способ по любому из пп.16-19, отличающийся тем, что рабочую орбиту указанного КА формируют, увеличивая высоту его полета относительно орбиты обслуживающего КА и одновременно уменьшая наклонение его орбиты, обеспечивая тем самым равенство скоростей прецессий плоскостей рабочей орбиты и орбиты обслуживающего КА.

21. Способ по любому из пп.16-19, отличающийся тем, что рабочую орбиту указанного КА формируют без изменения наклонения так, что данный КА сначала переводят на более высокую относительно обслуживающего КА орбиту, а затем по истечении расчетного времени переводят его на более низкую относительно обслуживающего КА орбиту, на которой данный КА функционирует до момента повторного совмещения восходящих узлов орбит обслуживающего и обслуживаемого КА.

22. Способ по любому из пп.16-21, отличающийся тем, что на борту многофункционального КА при его свободном полете по рабочей орбите проводят астрогеофизические эксперименты, а также эксперименты в области исследования природных ресурсов Земли.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12, Рисунок 13, Рисунок 14