Способ энергообеспечения космических аппаратов-накопителей


 


Владельцы патента RU 2451631:

Майборода Александр Олегович (RU)

Изобретение относится к космическим транспортным системам, их энергообеспечению, способам доставки грузов в космос и организации грузообмена между космическими аппаратами. Способ энергообеспечения космических аппаратов-накопителей включает захват и ускорение атмосферного воздуха и грузов, передачу накопленных веществ на другие космические аппараты, компенсацию потерь скорости космического аппарата-накопителя от захвата и ускорения атмосферного воздуха, грузов и аэродинамического сопротивления. Энергоснабжение космического аппарата-накопителя обеспечивают полностью или частично за счет использования химической, кинетической и тепловой энергий поступающих грузов. Химическая энергия обеспечивается в случае, когда грузы поступают в виде окислителя и горючего, продукты окисления передаются на другие космические аппараты для дальнейшего использования и/или переработки. Кинетическая энергия в виде тормозного импульса обеспечивается при обмене грузами космическими аппаратами-накопителями в случае встречного их движения или при поступлении грузов, доставленных суборбитальными ракетами. Тепловая энергия обеспечивается при торможении поступающих в космический аппарат-накопитель грузов и воздуха и из теплоаккумулирующих веществ, передаваемых с других космических аппаратов. Для безотходного многократного использования в космическом аппарате-накопителе организуется система межорбитального круговорота грузов-энергоносителей по восстановлению химической и тепловой энергий на спутниковых энергостанциях, расположенных на более высоких орбитах, и кинетической энергии при помощи межорбитальных буксиров, аппаратов-накопителей, аппаратов-заправщиков и других космических аппаратов, обращающихся на более высоких орбитах, с которыми космический аппарат-накопитель производит обмен грузами. Достигается уменьшение массогабаритной характеристики энергоустановки.

 

Изобретение относится к космическим транспортным системам, их энергообеспечению, способам доставки грузов в космос и грузообмена между космическими аппаратами.

Начавшаяся индустриализация космоса означает постепенный перенос производства различных изделий и энергии с Земли в космическое пространство. Это требует наличия гораздо более дешевых способов транспортировки материалов и оборудования с Земли на низкую околоземную орбиту, с нее в дальний космос, а так же обратного потока с Луны и астероидов на низкую околоземную орбиту. Практикуемые технологии не способны обеспечить полномасштабную индустриализацию внеземного пространства. Существенное снижение удельных затрат на доставку грузов в космос с одновременным обеспечением экологической безопасности грузопотока таким образом является важной проблемой космонавтики.

Существует группа технических решений обозначенной проблемы.

Известен проект С.Деметриади под названием «ПРОФАК» (PROFAC-PROpulsive Fluid Accumulator - аккумулятор жидкого топлива), (Гэтланд К. Космическая техника. Иллюстрированная энциклопедия. Перевод с английского. - М.: Мир, 1986). Суть проекта состоит в том, что груз, в данном случае компоненты ракетного топлива, берется непосредственно из атмосферы. Аппарат «ПРОФАК» снабжен электроракетной двигательной установкой, в которой скорость истечения рабочего вещества превышает скорость вещества, поступающего из атмосферы. Таким образом, обеспечивается высокая доля полезного груза в общей массе поступающего воздуха из-за малой доли веществ, расходуемых в электроракетной двигательной установке. «ПРОФАК», перемещаясь по орбите, у границы плотных слоев атмосферы захватывает разряженный воздух, сжимает его путем газодинамического сжатия в заборнике и в компрессорах, охлаждает и выделяет жидкий кислород. Оставшийся азот «ПРОФАК» используют в ядерном электроракетном двигателе для компенсации потерь на аэродинамическое сопротивление. Способ, реализуемый в проекте «ПРОФАК», имеет преимущества перед доставкой топлива на орбиту при помощи термохимических ракет за счет того, что используются электроракетные двигатели, имеющие большой ресурс работы и низкую стоимость. По оценкам разработчиков использование подобной системы может снизить стоимость доставки на Луну 1 кг груза до 1000 долларов.

Комментаторы проекта «ПРОФАК» отмечают, что на высоте 100 км давление воздуха на входе в теплообменник накопителя очень низкое, поэтому могут потребоваться дополнительные системы - нагнетатели (криокомпрессоры) или же адсорбционные устройства, вымораживающие (Бурдаков В.П., Данилов Ю.И. Физические проблемы космической тяговой энергетики. - М.: Атомиздат, 1969). Таким образом, хотя к процессам аккумуляции воздуха орбитальной установкой применимы почти все известные в вакуумной технологии приемы связывания молекул газов, включая химические способы, в рассматриваемом изобретении не предусмотрено использование экзотермических реакций в качестве источника энергии для двигательной установки. Напротив, процесс аккумуляции воздуха на борту искусственного спутника рассматривается как исключительно энергозатратный процесс.

Несмотря на экономическую привлекательность, размещение работающего ядерного реактора на предельно низкой орбите в верхних слоях атмосферы является основным недостатком системы «ПРОФАК». Международные соглашения запрещают размещение ядерных реакторов на высотах ниже 800 км.

Одним из вариантов устранения указанного основного недостатка является способ накопления атмосферного кислорода и азота с помощью низкоорбитального околоземного космического аппарата-накопителя (КАН) с дистанционным энергоснабжением со средневысотных энергоизлучательных лазерных комплексов (Еськов Ю.М. Экологически чистая мировая электроэнергетика и космонавтика в XXI веке // «Академия Тринитаризма». - М.: Эл №77-6567, публикация №14590, 03.10.2007, с.41-45). Система, реализующая данный способ, состоит из группы космических энергоизлучательных станций (КЭС), которые обеспечивают постоянное энергопитание нескольких КАН на орбитах высотой около 105 км. В качестве КЭС применяется система преобразования энергии солнечного излучения и его трансляция к КАН - спутниковой солнечной энергостанции, например, инфракрасный лазер с тепловым нагревом солнечным излучением. Вместо ядерного электрогенератора в данной системе используется тепловой турбоэлектромашинный преобразователь.

Основное преимущество системы КАН с дистанционным энергоснабжением от лазерных КЭС в отличие от КАН типа «ПРОФАК» с энергоснабжением от ядерного реактора состоит в обеспечении экологической безопасности при возникновении аварийной ситуации.

Недостатком рассматриваемой системы является потеря тепловой энергии - не использование в двигательной установке тепловой энергии в объеме порядка 30 МДж/кг, выделяемой при аккумуляции воздуха в процессе его торможения относительно КАН. В пересчете на аккумулированную часть вещества в виде кислорода это - 129 МДж/кг потерь тепловой энергии.

Все рассмотренные выше способы предназначены для сбора и накопления газообразного сырья из атмосферы Земли и последующего получения одного из компонентов топлива - окислителя, но при этом не решается проблема доставки в космос других видов сырьевых веществ, включая твердые. То есть проблема получения топлива на орбите решается частично, а доставка иных видов грузов в космос таким способом вообще невозможна.

В патентах US 4775120, US 5199671 решается проблема доставки в космос различных твердых материалов с Земли ударным ускорением за счет передаваемой неупругим ударом кинетической энергии грузов из внеземных материалов. Внеземные вещества посылаются космическими аппаратами, базирующимися на поверхности Луны и на орбитах в окололунном пространстве. В соответствии с содержанием вышеуказанных патентов США для приема грузов с Земли и с Луны используют массивный низкоорбитальный искусственный спутник. На базе спутника ударами производят передачу импульса движения от высокоскоростных лунных грузов низкоскоростным земным. Поэтому вместо того, чтобы направлять ракету на высоту низкоорбитальной базы и разгонять ее до полного выравнивания скоростей, ракеты, используемые для вывода грузов описываемым способом, стартуют строго в вертикальном направлении, выпускают груз и падают вниз на Землю, где проходят техническое обслуживание и используются повторно. Выпускаемый груз позиционируется таким образом, что он входит в отверстие крупной камеры, используемой для приема грузов, затем он внутри камеры сталкивается с большой массой вещества около центра камеры таким образом, что груз остается внутри камеры и стенки камеры остаются неповрежденными. Грузы с Земли со скоростью около 8 км/с поступают через переднее входное отверстие камеры, а грузы лунного материала со скоростью около 11 км/с поступают через заднее входное отверстие камеры с относительной скоростью около 3 км/с. Так как вектор-сумма моментов материалов, направляемых с Земли и направляемых с Луны, приблизительно равна нулю, благодаря правильному подбору масс, то высота и скорость спутника, используемого для получения грузов, остаются практически неизменными. Незначительно больший момент при получении грузов лунных материалов может компенсировать атмосферное сопротивление среды.

Камеру, используемую для приемки грузов, размещают на очень низкой околоземной орбите благодаря применению вертикального фала длиной около 100 км от центра масс спутниковой системы, которая также имеет верхний блок массы, на высоте 100 км от центра масс. В такой вертикальной спутниковой системе с двумя крупными блоками масс наилучшим местом расположения крупной приемной камеры является нижний блок, т.к. легче (дешевле ввиду расхода топлива и т.п.) транспортировать грузы с Земли на меньшую высоту. Атмосферное сопротивление среды в отношении верхнего блока массы гораздо меньше, соответственно, производственную базу с крупными зеркалами и солнечными батареями оптимально размещать именно там. Предпочтение должно быть отдано транспортировке сухих материалов, воды и других веществ для переработки в базу-противовес, в которой для получения водорода и кислорода может использоваться электролиз, а также применяться оборудование для очистки лунного сырья и изготовления из него кабелей для фалов. Возможно также обустройство парников на базе, требующих наличия большого пространства и на которых осуществляется переработка отходов в пищевые продукты.

Основное преимущество изложенного способа работы КАН по доставке твердых грузов на орбиту с разгоном их за счет почти даровой кинетической энергии лунного сырья, выбрасываемого окололунным космическим аппаратом, состоит в использовании дешевых и надежных одноступенчатых ракет с большой грузоподъемностью, что в десятки раз снижает стоимость доставки грузов в космос.

В рассматриваемом способе энергообеспечения процесса доставки грузов автор указывает на возможные варианты использования тепловой энергии, образующейся в камере приема грузов, например, в целях обогрева, исключая возможность использования данного вида энергии непосредственно для доставки грузов. Этот недостаток очевидным образом обусловлен сложностью поднятия температуры буферного вещества, значительно выше 200 градусов Цельсия, для получения практически значимого КПД использования тепла, в результате необходимости гасить в приемной камере взрывоподобные удары грузов избыточно большой массой буферного вещества (в сотни раз большей массы самого груза). Большая масса буферного вещества, таким образом, неизбежно снижает температурный перепад до практически неприемлемого уровня. Сам автор особо отмечает то обстоятельство, что хотя вещество, движущееся со скоростью около 7400 м/с, обладает кинетической энергией около 6500 грамм-калорий на 1 грамм массы, однако, при смешивании этого вещества с жидкостью внутри камеры (буферным веществом), среднее повышение температуры всех таких материалов составляет не более нескольких градусов Цельсия. По сути, в рассматриваемом способе его автор говорит только о том, что большая часть кинетической энергии грузов с помощью теплообменных устройств может быть преобразована в полезную тепловую энергию и тем самым исключает возможность обратного преобразования тепловой энергии в полезную кинетическую. Кроме того, в данном способе не предусмотрено использование энергии экзотермических реакций веществ, поставляемых на борт КАН, например, воды или кислорода с алюминием, магнием и железом для сообщения грузам кинетической энергии, хотя автор изобретения признает, что в отношении различных видов груза может происходить множество химических реакций с некоторыми материалами ввиду высокотемпературного локализованного нагревания при столкновении, однако указанные химические реакции рассматриваются им как негативные и фактически бесполезные для работы КАН процессы.

В изобретении RU 2398717, выбранном в качестве прототипа, масса буферного вещества многократно снижена благодаря предложенному способу приема грузов. Способ заключается в предварительном выведении на орбиту КАН, осуществляющего захват и ускорение грузов, находящихся на пути движения данного аппарата-накопителя, их накопление и дальнейшую передачу на другие космические аппараты, а так же компенсацию потерь скорости аппарата-накопителя от захвата грузов и аэродинамического сопротивления. Грузы запускаются с суборбитальной скоростью разнообразными способами с пересечением траектории КАН на время, необходимое для их захвата аппаратом-накопителем. Выброс груза на пути КАН производится множеством мелких порций, распределяемых на заданном участке траектории движения космического аппарата-накопителя, который затем в виде протяженного облака дискретных частиц или сплошного потока твердого или жидкого вещества поступает в камеру приема грузов, где происходит уравнивание скоростей груза и КАН. Компенсация потерь скорости КАН от захвата груза и аэродинамического сопротивления осуществляется двигательной установкой (ДУ). В качестве ДУ могут использоваться как реактивные (ракетные) системы (например, ЭРД, гелиотермические ракетные двигатели и другие), так и не ракетные системы, не нуждающиеся в рабочем веществе, например, электродинамическая тросовая система (ЭДТС), использующая для создания тяги силу Ампера на основе взаимодействия с ионосферой и магнитным полем планеты. Рабочее вещество для реактивной ДУ поступает в КАН вместе с грузом в объеме от 10 до 50 процентов всего грузопотока. Энергоснабжение ДУ осуществляется спутниковой солнечной энергостанцией (ССЭС), соединенной с КАН. При использовании ЭДТС в качестве ДУ, КАН и ССЭС могут быть соединены кабелем тросового электродвигателя, что обеспечивает вынос камеры на предельно низкие высоты, а солнечной энергостанции на высоты с минимальным аэродинамическим сопротивлением.

Основным достоинством рассматриваемого способа является подача груза в КАН струей (потоком) вещества, что на несколько порядков снижает массу буферного вещества (тормозной среды) и самой приемной камеры, делая возможной реализацию данного типа КАН на базе современных (российских и зарубежных) РН с грузоподъемностью от 5 до 30 тонн. Однако это преимущество не используется в целях получения высокотемпературного тепла и его дальнейшего использования данного вида энергии непосредственно для доставки грузов. Напротив, образующееся тепло не используется и сбрасывается в окружающее пространство при помощи радиаторов-излучателей. Кроме того, в рассматриваемом изобретении предусмотрены поставки на борт КАН различных веществ, химическое соединение которых могло бы при определенных условиях служить источником энергии для двигательной установки КАН, но в данном способе не используются.

Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является создание способа энергообеспечения космических аппаратов-накопителей, позволяющего снизить удельные затраты на доставку грузов в космос, снижая при этом массогабаритные характеристики энергоустановки и повышая экологическую безопасность грузопотока за счет организации межорбитального кругооборота веществ-энергоносителей и повышения удельной мощности двигательной установки и ее коэффициента полезного действия путем использования химической энергии веществ, полностью или частично образующих входящий груз, и кинетической энергии грузов (системы грузов и КАН), выделяющейся в тепловой форме при относительном торможении принимаемых грузов.

Указанный технический результат достигается при помощи предлагаемого способа энергообеспечения космических аппаратов-накопителей.

Способ включает захват и ускорение аппаратом-накопителем атмосферного воздуха и грузов, находящихся на пути его движения и предварительно выброшенных суборбитальными и космическими аппаратами, а так же их передачу на другие космические аппараты. Компенсация потерь скорости космического аппарата-накопителя от захвата и ускорения атмосферного воздуха, грузов и аэродинамического сопротивления, осуществляется двигательной установкой, питаемой энергией от спутниковой энергостанции. Двигательные установки используют, как реактивного типа с расходом части поступающего груза или воздуха, так и электродинамического, на основе тросового двигателя-генератора, образующего вертикальную спутниковую систему. Работа двигательной установки космического аппарата-накопителя обеспечивается поставкой грузов-энергоносителей с применением атмосферных газов. При этом организуется система межорбитального круговорота грузов-энергоносителей по восстановлению энергии грузов на других космических аппаратах для повторного использования в космическом аппарате-накопителе.

Предлагаемый способ позволяет снизить удельные затраты на доставку грузов в космос в результате увеличения грузопотока в полтора-два раза по сравнению с аналогами за счет использования тепла, вырабатываемого при относительном торможении грузов в КАН, для энергоснабжения ДУ. Кроме того, способ предусматривает использование грузов в качестве энергоносителей для обеспечения энергией ДУ, что значительно снижает потребность в использовании других источников энергии, в том числе и солнечной энергии, требующей использования громоздких конструкций. Таким образом, существенное снижение или полный отказ от использования солнечной энергии позволяет перейти на более высокоэффективные и компактные энергостанции с повышенной удельной мощностью и коэффициентом полезного действия, снижая при этом общие массогабаритные характеристики энергоустановки.

Способ предполагает организацию межорбитального кругооборота веществ-энергоносителей - безотходное многократное использование веществ-энергоносителей с восстановлением затраченной энергии на других космических аппаратах, удаленных от Земли, что повышает экономическую эффективность и экологическую безопасность грузопотока.

Можно выделить несколько основных уровней предложенного способа энергоснабжения космического аппарата-накопителя: энергоснабжение поставками топлива с Земли совместно с поставками энергии от солнечной спутниковой энергостанции; энергоснабжение поставками топлива с Земли в сочетании с сообщением недостающей кинетической энергии дополнительным поперечным (горизонтальным) разгоном грузов суборбитальными РН; энергоснабжение поставками топлива с Земли в сочетании с рекуперацией тепловой энергии (от торможения аккумулируемых веществ) и преобразованием ее в кинетическую; энергоснабжение поставками топлива космическими аппаратами, осуществляемого на основе межорбитального кругооборота регенерируемых веществ-энергоносителей; энергоснабжение на основе комбинаций перечисленных способов. При этом двигательная установка КАН может быть как в виде ЭДТС или тросового двигателя, так и электроракетного, либо комбинированного типа.

Доставка груза на низкую околоземную орбиту в энергетическом аспекте означает передачу кинетической энергии в объеме более 30 МДж/кг, если считать только поперечную составляющую скорости. При запуске на экваториальную орбиту высотой 100 км (характерную для КАН) в направлении вращения Земли энергия запуска, определяемая поперечной скоростью, будет меньше и составит 27,3 МДж/кг. В известных и практически значимых случаях при доставке грузов в космос, груз и энергоносители, обеспечивающие передачу кинетической энергии грузу, разделены и, как правило, энергоносители объединены с рабочим веществом. В виду того что удельная энергоемкость лучших ракетных топлив находится в диапазоне 9-13 МДж/кг, и при ракетном способе доставки грузов в космос приходится тратить энергию и на ускорение массы энергоносителя, на 1 кг груза приходится расходовать энергию объемом 220-250 МДж.

КАН с ДУ в варианте с ЭРД (с КПД, равным 0,5), для аккумуляции 1 кг груза или воздуха также предполагает значительный расход энергии - 110-120 МДж/кг (в электрической форме). Химических энергоносителей с такой емкостью не существует, однако КАН с ДУ в варианте с тросовым электродвигателем с КПД, равным 0,85 (далее везде по тексту значение КПД тросового двигателя принимается равным 0,85), требует всего 32 МДж/кг при движении в экваториальной плоскости в направлении вращения планеты. Некоторые топлива имеют близкую энергоемкость - бериллий и кислород дают 24,4 МДж/кг, литий и фтор - 23,5 МДж/кг (здесь и далее информация о термодинамических свойствах веществ приводится по данным сайта «XuMuK.ru»), что дает возможность большую часть энергии для ДУ поставлять вместе с грузами-энергоносителями, а ее незначительный дефицит восполнять от солнечной энергостанции. Основной выигрыш здесь - сокращение в несколько раз площади и массы преобразователей солнечной энергии. Если за основу расчетов принять, что преобразование химической энергии грузов в электрическую осуществляется в топливных элементах с КПД, равным 0,8 (далее везде по тексту значение КПД топливных элементов принимается равным 0,8), то тогда грузы из бериллия и кислорода сокращают площадь солнечных батарей в 2,6 раз, а грузы из лития и фтора в 2,4 раза.

Полное же освобождение от громоздких солнечных преобразователей достигается не существенным форсированием суборбитальных РН, которые поднимают поставляемые грузы на высоту орбиты КАН. Требуемый баланс поставок и расхода энергии может обеспечить сообщение грузам некоторой дополнительной скорости в поперечном (горизонтальном) направлении, с тем, чтобы уменьшилась относительная скорость вхождения грузов в КАН и соответственно сократилась доля энергии, необходимая для компенсации торможения КАН. При разгоне грузов до скорости КАН, которая относительна экваториальной поверхности, равной 7384 м/с (с учетом экваториальной скорости вращения Земли, равной 465 м/с, составляет 7849 м/с), необходимо затратить энергию в 27,3 МДж/кг, а с учетом КПД ЭДТС, равного 0,85, необходимо затратить 32 МДж/кг. Ниже указанные грузы-энергоносители, при КПД преобразования химической энергии в электрическую, равном 0,8, дают следующие значения выделяемой ими энергии: бериллий-кислород - 19,5 МДж/кг; литий-фтор - 18,9 МДж/кг; бор-кислород - 14,6 МДж/кг; алюминий-кислород - 13,1 МДж/кг; кремний-кислород - 12,1 МДж/кг; водород-фтор - 10,8 МДж/кг; водород-кислород - 10,6 МДж/кг; литий-водород - 9,1 МДж/кг. Восполняемый разгоном РН остаток - это разница между постоянной величиной кинетической энергии в 27,3 МДж/кг и конкретным значением энерговыделения того или иного груза-энергоносителя. На этих примерах видно, что необходимые увеличения скоростей суборбитальных РН не велики и позволяют использовать одноступенчатые РН многократного применения. Причем, наибольший эффект в предлагаемом способе дают топлива, продукты сгорания которых находятся в твердой фазе и потому полноценно не используются в альтернативных способах, основанных на применении термохимических ракетных двигателей.

Следующий уровень энергоснабжения КАН обеспечивает значительное сокращение требуемых приростов скоростей суборбитальных РН. Существует невостребованный энергетический ресурс - захват груза космическим аппаратом-накопителем, приводит к выделению тепловой энергии в результате относительного торможения захваченного вещества в камере приема грузов. На той же экваториальной орбите это дает 27,3 МДж/кг тепловой энергии. Таким образом, использование грузов в качестве энергоносителей для КАН обеспечивает поступление в КАН энергии в химической и тепловой формах в сумме, равной 51,7 МДж/кг для груза, состоящего из бериллия и кислорода, и равной 50,8 МДж/кг для груза в виде лития и фтора. При генерации электроэнергии в гибридных топливных элементах (в том числе на твердом топливе) с реальным КПД в диапазоне 0,8-0,85 и преобразовании тормозного тепла в электричество в парогазовых установках с КПД, равным 0,6, суммарный выход электроэнергии бортовой энергостанции КАН даст более 35 МДж/кг для грузов-энергоносителей на основе бериллия с кислородом и лития с фтором, при потребности в обеспечении тросового двигателя энергией в размере 32 МДж/кг (здесь и далее принимается, что парогазовые установки преобразования тепла в электроэнергию имеют КПД, равный 0,6). Грузы, составленные из веществ, имеющих недостаточную энергоемкость, могут использоваться для энергоснабжения КАН на основе вышеописанного способа дополнительного горизонтального разгона суборбитальных РН, который в данном случае будет существенно меньше, чем в случае без рекуперации тормозного тепла.

Доставленный на орбиту заявленным способом груз представляет собой оксид бериллия, фторид лития или другие продукты экзотермической химической реакции, которые в дальнейшем используются в качестве конструкционных и аналогичных материалов при промышленной деятельности в космосе. Часть этих химических соединений для дальнейшего использования в качестве топлива разлагают на исходные компоненты. Регенерация топлива осуществляется на космических аппаратах с более высокими орбитами, на которых удобно использование солнечных концентраторов и солнечных батарей, а так же в виду высоты орбиты (более 800 км) допустимо использование ядерных реакторов.

Кислород, полученный в результате разложения оксида бериллия, тогда поступает в долговременные орбитальные хранилища ракетного топлива, а металлический бериллий возвращается на низкую орбиту в КАН для повторного использования, что в данном случае межорбитального кругооборота горючего дает возможность направлять с Земли в КАН кислород без бериллия плюс при необходимости любые другие грузы в виду того, что в данной схеме кругооборота горючего, фактическая энергоемкость кислорода при окислении им бериллия из бортовых запасов КАН достигает величины в 38 МДж/кг вместо первоначальной величины при совместных поставках в 24,4 МДж/кг и необходимой величины 32 МДж/кг.

Аналогично литий, полученный в результате разложения фторида лития, поступает в долговременные орбитальные хранилища ракетного топлива и конструкционных материалов, а фтор возвращается на низкую орбиту в КАН для повторного использования, что в данном случае кругооборота окислителя дает возможность направлять с Земли в КАН литий без фтора плюс при необходимости любые другие грузы в виду того, что в данной схеме кругооборота окислителя, фактическая энергоемкость лития при окислении его фтором из бортовых запасов КАН достигает величины в 88,5 МДж/кг при потребности в 32 МДж/кг. Избыток энергии с учетом добавления тепла от торможения дает возможность при поставках в КАН лития на каждый 1 его килограмм дополнительно транспортировать с Земли еще 2,6 килограммов любых других веществ (или только 1,3 кг без рекуперации тепловой энергии от торможения этой массы).

В ином варианте при организации межорбитального кругооборота лития и поставках с Земли фтора, фактическая энергоемкость фтора при окислении им лития из бортовых запасов КАН достигает величины в 32,3 МДж/кг. С учетом тормозного тепла, дополнительно выделяемого фтором, это в итоге обеспечивает энергию в 59,6 МДж/кг, преобразование которой в электрическую форму дает 42,2 МДж/кг при потребности тросового двигателя в энергии объемом не выше 32 МДж/кг. Избыток составляет 10,2 МДж/кг. Если условия эксплуатации КАН не требуют значительных энергозатрат на преодоление аэродинамического сопротивления, то избыток может быть израсходован на поставку дополнительных грузов в диапазоне 0,32-0,64 кг на каждый 1 кг фтора.

Способ, предусматривающий разложение продуктов химической реакции, то есть регенерацию топлива, и организацию межорбитального кругооборота продуктов разложения и синтеза, дает возможность вместо дефицитного бериллия и неудобного в обращении фтора использовать более доступные и удобные вещества, например, такие как алюминий и кислород. Тогда при межорбитальном кругообороте алюминия энергоемкость груза из кислорода при его использовании на орбитальной энергостанции КАН будет равна 34,9 МДж/кг, а при межорбитальном кругообороте кислорода и поставках с Земли алюминия энергоемкость металлического горючего равна 31 МДж/кг. Здесь наряду с тепловой энергией, выделяемой при относительном торможении грузов в КАН, создается энергетический ресурс и для попутного вывода с Земли любых других грузов с невыгодной низкой энергоемкостью. Однако использование избытка энергии, выделяемой грузами, в спутниковой энергостанции лучше всего осуществлять на основе других более эффективных веществ.

Поставки с Земли водорода при его окислении фтором из бортовых запасов КАН дают выделение энергии в размере 270 МДж на каждый 1 кг водорода. Дополнительно к этой величине прибавляется тепло объемом 27,3 МДж/кг, что поднимает удельную величину энергоснабжения почти до 300 МДж/кг. Такой избыток энергии дает возможность при поставках в КАН водорода на каждый 1 его килограмм дополнительно транспортировать с Земли еще 8,29 килограммов любых других веществ без учета использования тепла, выделяемого в камере приема грузов. С использованием этого ресурса масса попутных грузов может возрасти до 16,58 кг на 1 кг груза в виде водорода. Замена фтора кислородом не существенно уменьшает производство энергии для двигательной установки КАН - генерация энергии снижается до 119,5 МДж на 1 кг водорода, что с учетом рекуперации тепла, выделяемого при приеме попутных грузов, дает массу попутных грузов в 7,18 кг на 1 кг груза в виде водорода. Допустима и замена кислорода литием - энергоемкость водорода в этом случае снижается до удовлетворительной величины в 90,7 МДж/кг.

Избыточное энерговыделение при поставках водорода с Земли в КАН с межорбитальным кругооборотом окислителя в виде фтора или кислорода удобно при параллельном заборе атмосферных кислорода и азота. Тогда на каждый 1 кг накопленного водорода КАН попутно захватывал бы от 8 до 16 кг воздуха. Однако с учетом аэродинамического сопротивления буксирующего троса масса аккумулированного воздуха может быть значительно меньше, но даже при 2-4 кратном сокращении процесс аккумуляции по описанному способу будет оставаться эффективным по сравнению с ракетным способом доставки грузов.

Процесс аккумуляции воздуха аппаратом класса PROFАС может осуществляться не только как попутный процесс аккумуляции потоков водорода, но и как самостоятельный процесс, базирующийся на энерговыделении при экзотермических реакциях кислорода и азота с некоторыми металлами из регенерируемых бортовых запасов, например, бериллием, цирконием или гафнием. Здесь наилучшим металлом по цене, мировым запасам и физико-химическим свойствам является цирконий - кислород при взаимодействии с ним выделяет 45,2 МДж/кг (плюс 27,3 МДж в виде тепла торможения), а азот выделяет 26,5 МДж/кг (плюс 27,3 МДж/кг). С учетом принятого в расчетах КПД для топливных элементов, парогазовой установки и тросового электродвигателя выделяемая энергия достаточна для покрытия ее расхода двигательной установкой.

В определенных случаях использования космических аппаратов не только панели солнечной энергостанции могут представляться избыточно крупными, но и тросовый электродвигатель в виде вертикальной многокилометровой системы также может быть крупногабаритной помехой. Поэтому, не смотря на худшие параметры, теоретический и практический интерес имеют и способы энергоснабжения КАН с ДУ в варианте с ЭРД и другими типами ракетных ДУ.

Выше указывалось, что КАН с ДУ в варианте ЭРД (с КПД, равным 0,5), для аккумуляции 1 кг груза также предполагает значительный расход электроэнергии - 110-120 МДж/кг. В связи с тем, что не существует химических энергоносителей с таким удельным энергозапасом, проблема снабжения ЭРД в требуемом объеме энергией поставками грузов-энергоносителей только с Земли решается увеличением скорости суборбитальных ракет - поставщиков грузов в КАН в поперечном (горизонтальном) направлении, с таким расчетом, чтобы запас химической энергии и рекуперируемой относительной кинетической энергии грузов обеспечивал (при фактическом КПД) доразгон груза до полной орбитальной скорости.

Например, разгон грузов в поперечном (горизонтальном) направлении до половины скорости КАН, что также наполовину снижает относительную скорость столкновения груза и КАН, приводит к четырехкратному сокращению требуемого количества энергии для последующего разгона груза и уравнивания его скорости со скоростью КАН в камере приема грузов. Таким образом, в принятом экваториальном варианте на высоте 100 км требуется разгон груза только до скорости 3692 м/с. Тогда в этом случае для ЭРД наилучшим удельным импульсом будет удвоенная величина скорости груза относительно КАН - 7384 м/с. Кинетическая энергия такой реактивной струи равна 27,3 МДж/кг, а тяга ЭРД с расходом на каждый 1 кг рабочего вещества позволяет уравновесить захват 2 кг груза со скоростью 3692 м/с. При относительном торможении в КАН указанных 2 кг груза выделяется тепловая энергия в размере 13,6 МДж. Если половина поставляемого груза это водород с кислородом, а вторая половина бериллий с кислородом (возможны также литий и фтор), то общее энерговыделение груза на борту КАН будет 13,3 и 24,4 МДж/кг или суммарно 37,7 МДж/кг (полученная вода затем будет использована в качестве рабочего вещества ЭРД). С учетом тепловой энергии от торможения, всего на борту КАН будет произведено 51,3 МДж/кг. В пределах принятых КПД для топливных элементов и парогазовых установок и при КПД ЭРД на уровне 0,72-0,75, энергии произведенной на борту КАН из энергоносителей, доставленных с Земли, вполне достаточно для обеспечения работы ЭРД.

Эта же схема может быть существенно улучшена путем замены ЭРД на термические двигатели с рабочим телом в качестве водорода. Тогда каждый 1 кг топлива из бериллия и кислорода (или лития и фтора), сгорая в теплообменном устройстве спутниковой энергостанции, непосредственно нагревает 1 кг водорода и к этому теплу прибавляется тепло от торможения в камерах приема грузов бериллия, кислорода и водорода. Если общий КПД теплопередачи достигает 0,72, то тогда удельный импульс термического двигателя с рабочим телом на водороде будет порядка 7400 м/с, то есть такой же, как у ЭРД в вышеизложенном варианте, но при этом с очень низкой материалоемкостью ДУ в виду отсутствия устройств трансформации тепловой и химической энергий в электрическую форму. Повышение удельной мощности ДУ в этом случае возможно в сотни раз.

В определенном диапазоне суборбитальных скоростей, когда кинетическая энергия груза, доставляемого в КАН, больше или равна половине кинетической энергии местной орбитальной скорости (при движении в общем направлении), становятся возможными поставки классического ракетного топлива, и использования типичных термохимических ракетных двигателей для компенсации сил торможения. КАН, оснащенные типовыми термохимическими ракетными двигателями, получают выигрыш в удельной мощности ДУ в 102-104 раз по сравнению с электроракетными двигателями с соответствующим увеличением (при необходимости) массы грузов, поставляемых на орбиту. При этом используемые суборбитальные одноступенчатые ракеты не так существенно теряют в своей грузоподъемности и не так технически усложняются как многоступенчатые ракеты, используемые для достижения орбитальных скоростей. Так, если при скорости КАН относительно экваториальной поверхности, равной 7384 м/с (на высоте 100 км), суборбитальная РН при своей скорости, равной 5134 м/с, выпускает груз в виде раздельных компонентов ракетного топлива (например, фтор и водород), то груз входит в КАН с относительной скоростью 2250 м/с. Для уравновешивания тормозного импульса достаточно использовать обычную ракетную термохимическую ДУ с удельным импульсом в 4500 м/с. В этом случае на создание тяги ДУ уравновешивающей тормозной импульс требуется израсходовать 50 процентов ракетного топлива в размере от топлива, поступившего на борт КАН. При решении проблемы быстрого сброса (утилизации) тепла в размере 2,5 МДж на каждый 1 кг поступившего груза, КАН может непрерывно, в пределах своего рабочего ресурса, принимать компоненты ракетного топлива для быстрого создания больших орбитальных запасов.

Не менее перспективными в плане повышения удельной мощности с одновременным получением высокого удельного импульса в 8000-10000 м/с оказывается применение термических двигателей, в которых в качестве рабочего вещества используется водород, поставляемый с Земли (с суборбитальной скоростью на уровне 40-50 процентов от скорости КАН), а в качестве источника тепловой энергии такие эффективные топлива, как бериллий-кислород, литий-фтор и т.п. в основном с твердыми продуктами горения, которые поставляются в КАН и удаляются из него в порядке замкнутого межорбитального кругооборота.

В рамках межорбитального круговорота веществ-энергоносителей перспективно так же использование теплоаккумулирующих веществ, использующих, к примеру, эффект фазового перехода. Это дает возможность применять технически простые схемы перезарядки веществ-аккумуляторов при допустимой большой мощности энергоснабжения. Для нагрева тепловых аккумуляторов удобно использовать компактные источники на основе высокотемпературных ядерных реакторов, которые разрешено размещать на высоких орбитах (более 800 км). Это перспективно потому, что при относительно простых технологиях реально использование реакторов с тепловой мощностью порядка 100 МВт. В качестве теплоаккумулирующих веществ здесь удобно использовать гидрид лития и фторид лития. В этой схеме энергообеспечение КАН осуществляется путем передачи на его борт порций вещества, нагретых на борту высокоорбитального спутника с ядерным нагревателем, которые после отбора тепловой энергии передаются обратно для перезарядки. Для трансформации тепла в электроэнергию на борту КАН могут использоваться высокоэффективные парогазовые установки.

При потребности в использовании более низких орбит спутника-генератора тепла, могут применяться спутники с зеркальными концентраторами в качестве нагревателей на высотах 350-500 км.

В качестве дополнительного способа передачи больших объемов тепловой энергии целесообразно использовать передачу на борт КАН компонентов ракетного топлива, например, водорода и кислорода, без их накопления, то есть последующего стопроцентного расходования в ракетной ДУ. В этом случае целью операции является получение тепла, выделяемого при торможении потоков указанных веществ в камерах приема грузов, которое быстро запасается бортовыми тепловыми аккумуляторами и затем длительно используется для привода парогазовой установки генерации электроэнергии, например, в течение многих оборотов вокруг планеты. Полный расход захваченных веществ в ДУ необходим для нейтрализации мощного тормозного импульса при подаче в приемные камеры КАН потоков веществ в количестве десятков и сотен килограммов в секунду, а так же почти двукратного уменьшения поперечной (горизонтальной) скорости суборбитальной РН.

Настоящий процесс выглядит как чередование двух основных этапов: на первом происходит захват водорода и кислорода с одновременной нейтрализацией тормозного импульса работой ракетной ДУ с расходом ранее запасенных запасов ракетного топлива в количестве, равном поступившему топливу; на втором этапе происходит охлаждение захваченных веществ путем прокачки их через тепловые аккумуляторы, и после охлаждения и конденсации перемещение в топливные баки для последующего расхода на гашение очередного тормозного импульса. При удельном импульсе топлива около 4500 м/с на каждый 1 кг, прокачиваемый через КАН выделяется более 10 МДж тепла плюс несколько МДж тепла от ДУ. Доставка порций топлива в КАН осуществляется суборбитальными РН с дополнительным поперечным разгоном со скоростью 2884 м/с.

Рассмотрим осуществление заявляемого способа энергоснабжения КАН на конкретных примерах. Можно выделить два основных направления реализации способа: первое - для КАН с ДУ в виде ЭДТС; второе - для КАН с ракетной ДУ.

КАН с тросовым двигателем представляет собой вертикальную тросовую систему, нижняя часть которой в виде камеры приема воздуха и грузов может находиться на высоте 120-150 км, а верхняя часть с баками для хранения запасов жидких и твердых грузов и прочим вспомогательным оборудованием на высоте 200-250 км и еще выше.

Основная проблема такой системы в относительно большом аэродинамическом сопротивлении троса, на котором подвешена нижняя камера. При увеличении массы камеры и поперечного сечения троса доля аэродинамического сопротивления троса в общей доле сопротивления атмосферы камере и тросу уменьшается и при достижении определенных величин сила торможения от троса может быть сведена к нескольким процентам общей силы торможения. Это путь наращивания массогабаритных параметров КАН и он может быть неприемлем на этапе развертывания первых поколений КАН. Другое, менее материалоемкое решение состоит в том, что трос покрывается веществами-поглотителями азота и кислорода. Например, такими веществами могут служить цирконий, гафний, торий. Покрытие троса периодически обновляется - вещества, вступившие в реакцию с молекулами воздуха, удаляются автоматическими устройствами и теми же устройствами, перемещающимися периодически вверх и вниз вдоль троса, наносятся новые порции веществ поглотителей. Вещества, вступившие в химическую реакцию с молекулами воздуха, направляются на регенерацию, и после выделения из них азота и кислорода вновь используются в качестве газопоглощающего покрытия троса. Таким образом, сопротивление троса становится полезным и в виду выполнения им работы по аккумуляции воздуха фактически приравнивается к рабочему сопротивлению камеры захвата воздуха.

Этим приемом из всех последующих расчетов работы КАН с низким расположением приемной камеры в большинстве случаев можно устранить силы сопротивления атмосферы, действующие на трос, считая эти силы частью сил, возникающих при аккумуляции азота и кислорода основным устройством захвата воздуха. Такая линейно-тросовая система аккумуляции воздуха могла бы полностью заменить накопитель воздуха конструкции Деметриади с рупорообразным раструбом, но в этом случае сложным будет использование с высоким КПД тепла, выделяемого при торможении молекул воздуха в веществе покрытия и при экзотермических реакциях азота и кислорода с веществами, покрывающими трос.

Первым или точнее промежуточным этапом реализации способа энергоснабжения КАН от аккумулируемых им грузов будет комбинированное использование предлагаемого способа со способом-прототипом, что удобно в случаях применения КАН с большой длиной троса, благодаря которому солнечная энергостанция, выполняющая вспомогательную функцию, может быть вынесена на высоты, где силы торможения остаточных газов будут достаточно малы. В такой схеме реализация способа выглядит как запуск суборбитальной РН практически в вертикальном направлении на высоту расположения приемной камеры КАН, например, на высоту 120 км. Очевидно, что будет достаточно сложно одновременно доставить в КАН и горючее, и топливо даже при использовании двух разнесенных (по вертикали) приемных камер и ради технической простоты целесообразно компоненты топлива забросить в КАН двумя раздельными пусками суборбитальных РН или даже большим количеством пусков (3-4), если исходить из необходимости каждым пуском поднимать более и или менее равные массы вещества (при не равных, как правило, массах горючего и окислителя).

Наиболее выгодным топливом будет пара бериллий-кислород. Бериллий доставляется в виде проволоки - струны или ленты, которая растягивается вдоль траектории приближающегося КАН с помощью двух вспомогательных устройств, оснащенных микроракетными ДУ. Кислород доставляется в виде одной или двух струй переохлажденной жидкости, которая формируется вдоль траектории приближающегося КАН боковыми насосными устройствами выбросом в поперечном направлении относительно вертикального вектора скорости РН.

Потоки веществ входят в приемную камеру, сталкиваются там с буферным веществом с химическим составом, как правило, аналогичным своему собственному, тормозятся и нагреваются. Затем в нагретом состоянии (под давлением идущих следом новых порций входящих грузов) продвигаются сквозь теплообменную часть камеры и отдают большую часть своей тепловой энергии тепловым аккумуляторам. Накопленная тепловая энергия в данном подварианте способа рассеивается с помощью радиаторов КАН и утилизируется в других более развернутых вариантах способа энергоснабжения КАН. А в данном случае охлажденные до требуемой температуры компоненты топлива поступают в топливные элементы либо парогазовую электрогенераторную установку. Вырабатываемая электроэнергия поступает в ЭДТС и другие системы КАН. Отработанное топливо, в виде окислов бериллия удаляется из топливных элементов (или камеры сгорания парогазовой установки) и поступает в накопительные баки КАН, где хранится до момента передачи другим космическим аппаратам.

Скорость размотки струны (проволоки) составляет 50-250 м/с, скорость выброса струи жидкости - 50-100 м/с. Длина развернутой проволоки из бериллия и струи переохлажденного кислорода в момент, предшествующий их захвату аппаратом-накопителем, достигает 700-800 метров. Средняя масса компонентов топлива, захватываемых КАН за один пуск РН, равна 50 кг. Захват такой массы на высоте 120 км передает КАН импульс величиной, равной 368600 кг-м/с (391850 кг·м/с без учета экваториальной прибавки скорости в 465 м/с). Это приводит к ускорению камеры в направлении, обратном движению КАН, и к последующим маятниковым колебаниям нижнего блока на тросе. Торможение и колебания парируются работой ЭДТС, амортизаторами и аэродинамическим сопротивлением и так же последующими забросами груза в нижний блок в противофазе маятниковым колебаниям (нижнего блока). Поскольку на такой низкой высоте камера приема грузов выполняет еще и функции по аккумуляции воздуха, то на борту нижнего блока всегда присутствует некоторый не переданный в верхний блок запас азота и кислорода, что создает балластную массу и благоприятствует захвату грузов.

При сухой массе нижнего блока вертикальной спутниковой системы, находящейся в диапазоне 13,7-20 тонн, масса балластного остатка жидкого воздуха (или высококипящих химических соединений азота с кислородом) и части захваченных твердых грузов может увеличивать массу нижнего блока до 50 и более тонн. Поэтому при массе захватываемой порции компонента топлива, равной 50 кг, нижний блок получает отрицательную скорость, равную 1/1000 скорости поглощаемой порции или 7,372 м/с (для высоты 120 км). При времени ускорения 0,1 с средняя величина перегрузки составит для нижнего блока КАН около 7,5 g, что является допустимой величиной для беспилотного космического аппарата. Общее отрицательное ускорение всей тросовой системы будет значительно меньше, в виду ее большей массы, особенно постоянно растущей массы накапливаемых грузов на верхнем блоке и работы амортизирующих систем, которые за счет существенного обратимого удлинения троса (минимум на несколько тысяч метров) после столкновения камеры с грузом, снижают общее ускорение системы с 7,5 g до необходимого минимального уровня.

Потери скорости КАН компенсируются ускорением сообщаемой системе тросовым электродвигателем или ЭДТС. Во время захвата порции груза массой в 50 кг КАН теряет кинетическую энергию, равную 1359 МДж, и восстанавливает ее путем подвода электрической энергии к ЭДТС в размере 1598 МДж (КПД=0,85). На борту КАН размещены топливные элементы и бериллий окисляется в них кислородом. На порцию топлива в 50 кг вырабатывается электрическая энергия в количестве до 976 МДж (КПД=0,8). Энергия, вырабатываемая топливом из бериллия и кислорода, обеспечивает, таким образом, до 61 процента энергии, необходимой для работы ЭДТС. Оставшиеся 39 процентов энергии вырабатываются спутниковой солнечной электростанцией. Площадь и объем солнечной энергостанции КАН-прототипа в итоге сокращается в 2,5 раза, что уже само по себе является прогрессивным техническим решением ряда проблем энергоснабжения КАН.

Тормозные импульсы от захвата грузов периодически сбивают близкую к круговой орбиту спутниковой тросовой системы, изменяя перигейную и апогейную высоты, что в ряде случаев приводит к повышению и понижению высоты буксируемой тросом камеры захвата грузов. Для предотвращения падения высоты подвеса камеры ниже 110 км, где начинается флаттер, или при увеличении высоты свыше 120 км, где ухудшаются условия забора воздуха и энергетика ракетного подъема грузов, длину троса регулируют так, чтобы средняя высота подвеса камеры осталась в заданном оптимальном диапазоне на всех этапах эволюции параметров орбиты КАН.

Следующим этапом в реализации предлагаемого способа энергоснабжения КАН может считаться полный отказ от использования солнечной энергостанции даже в качестве вспомогательного генератора энергии для КАН и обращение к дополнительной кинетической энергии от уже используемых суборбитальных РН. Дефицит энергии, восполняемой солнечной энергостанцией (в выше рассмотренном примере), равен 7,65 МДж/кг в кинетическом эквиваленте. Суборбитальная РН восполняет этот дефицит разгоном грузов в горизонтальном (поперечном) направлении до скорости 3912 м/с. Относительная скорость столкновения груза и КАН при этом сокращается на эту же величину. Такие суборбитальные РН не намного сложнее РН стартующих при обслуживании КАН строго вертикально и при не сложной теплозащите могут выполняться в многоразовом варианте.

Вместе с тем, при сохранении значения энергетической поддержки РН для большинства случаев использования топлива менее калорийного, чем бериллий-кислород или литий-фтор, значительные результаты обеспечиваются другим, более расширенным вариантом энергоснабжения КАН - использованием бросового тепла, выделяемого в камере приема грузов. Как уже отмечалось, грузы, нагревшиеся при относительном торможении в камере, продвигаются в теплообменный отдел камеры, оснащенный тепловыми аккумуляторами. Отбор тепла от вещества, захваченного КАН, производится так, что по мере остывания его при продвижении сквозь батарею тепловых аккумуляторов используются теплонакапливающие вещества со все более низкой температурой фазового перехода. Скрытая теплота плавления (и/или парообразования) теплоаккумулирующих веществ затем используется для выработки электроэнергии в парогазовых установках (КПД=0,6). Тепло от относительного торможения грузов в КАН дает 27,17 МДж/кг (для круговой скорости на высоте 120 км), что после трансформации дает 16,3 МДж/кг электроэнергии и с избытком покрывает дефицит энергопотребления ЭДТС без помощи солнечных энергостанций или суборбитальных РН с дополнительным горизонтальным разгоном.

Здесь такие топливные пары, как бериллий-кислород и литий-фтор способны полностью обеспечить КАН энергией для выполнения работы по их доставке в орбитальные хранилища. Другие же виды топлива, если их не используют с вышеуказанными топливными парами, требуют дополнительной подпитки энергией из других источников. Когда в качестве промежуточного или переходного варианта в качестве вспомогательного источника используют солнечную энергостанцию, то по сравнению с прототипом масса и площадь светоприемных панелей энергостанции многократно сокращается. Применение в качестве груза-энергоносителя топлива алюминий-азот сокращает потребность в использовании солнечной энергии в 3,4 раза, топлива бор-азот сокращает потребность в 4,3 раза, топлива литий-водород в 4,9 раз, пары водород-кислород в 6,3 раза, водород-фтор сокращает потребность в 6,6 раз, топливо кремний-кислород дает сокращение в 9 раз, пара алюминий-кислород обеспечивает сокращение в 12,7 раз, а топливо бор-кислород снижает потребление солнечной энергии в 30,8 раза по сравнению с прототипом при выполнении равного объема работы по доставке грузов в орбитальные хранилища.

Как уже отмечалось, ранее вместо энергетической подпитки от вспомогательной солнечной энергостанции выгодно использовать дополнительный разгон грузов в горизонтальном направлении суборбитальными РН. Для ряда грузов-энергоносителей достаточно будет сообщения им поперечной скорости в диапазоне от 2000 до 3000 м/с.

Следующим этапом в реализации предлагаемого способа энергоснабжения КАН может считаться переход к использованию дополнительной энергии солнечной или ядерной энергостанций, размещенных на других космических аппаратах, обращающихся на более высоких орбитах, с которыми КАН производит обмен грузами. В предлагаемом способе энергообеспечения КАН, грузами, передаваемыми от КАН в орбитальные хранилища, в большей части являются разнообразные химические соединения элементов с фтором, кислородом, хлором, азотом и углеродом, что удобно для длительного хранения и для использования в качестве конструкционных материалов, в том числе в системах радиационной защиты. Однако во многих случаях космическим потребителям требуются не окисленные элементы, например, кремний и алюминий, а так же кислород и водород в несвязанном виде. Причем потребности в той или иной группе веществ, полученных в результате химического разложения их соединений, так же неодинаковы. Например, разложение окиси бериллия ради получения кислорода приводит к накоплению в орбитальных хранилищах излишков металлического бериллия, притом, что он необходим для обеспечения транспортных операций в КАН. Таким образом, следующий этап реализации способа закономерно вытекает из потребностей космического производства и транспорта. Поток грузов от КАН к космическим аппаратам-потребителям и орбитальным хранилищам в виде продуктов экзотермических реакций дополняется встречным потоком грузов от космических аппаратов в сторону КАН в виде компонентов топлива, готовых к энерговыделению в КАН.

Замкнутый кругооборот используется для энергетической подпитки процессов аккумуляции грузов вместо солнечных преобразователей энергии при использовании различных малокалорийных топливных пар, например, таких как вышеперечисленные алюминий-азот, бор-азот, литий-водород, водород-кислород, водород-фтор, кремний-кислород, алюминий-кислород, бор-кислород. А регенерация таких эффективных зарядов топлива, как бериллий-кислород и литий-фтор используется для энергообеспечения перемещений межорбитальных буксиров на предельно низких высотах.

В качестве средств межорбитального кругооборота веществ используют межорбитальные буксиры с ДУ в виде ЭРД и ЭДТС. Некоторые межорбитальные буксиры выполняют функции упрощенных аппаратов-накопителей и одновременно аппаратов-заправщиков для обеспечения передачи грузов между космическими аппаратами прямой переброской при относительных скоростях до 3000 м/с. Энергетически такие переброски порций грузов более выгодны, чем ускорения и торможения всего межорбитального буксира при отсутствии к тому же возможностей рекуперации энергии, теряемой при торможении буксира. Для обмена грузами на орбитах в диапазоне высот от 200 до 3000 км используются преимущественно тросовые двигатели-генераторы. ЭДТС энергетически выгодны тем, что буксиры при снижении с высокой орбиты на низкую работают в режиме генератора электроэнергии и полученную электроэнергию аккумулируют и используют при возвращении на прежнюю высоту. Например, так называемые гипермаховики с электроприводом могут запасать энергию с КПД около 0,9.

Завершающим этапом в реализации предлагаемого способа энергоснабжения КАН может считаться использование бросовой тепловой энергии ядерных энергостанций, которые используются на высокоорбитальных спутниках в качестве компактных источников энергии производственного оборудования по регенерации топливных зарядов КАН. Созданные работой КАН орбитальные запасы окиси алюминия и магния, фторида лития, гидрида лития, хлорида алюминия позволяют образовать кругооборот тепловых аккумуляторов между КАН и ядерной промышленной установкой при использовании межорбитальных буксиров, оснащенных ЭДТС и ЭРД. Такой круговорот теплоаккумулирующих веществ может осуществляться совместно с круговоротом химических соединений. Солнечные источники тепла также целесообразно использовать для зарядки тепловых аккумуляторов в виду возможности расположения гелиоэнергостанции на орбитах с более низкой высотой (~400 км) по сравнению с ядерной энергостанцией (≥800 км).

Способ энергоснабжения КАН теплом от ядерной спутниковой энергостанции реализуется посредством челночного движения группы межорбитальных буксиров между орбитами верхнего блока тросового КАН, которая расположена на высоте 200 км, и космическим аппаратом с ядерным реактором на высоте 800 км. Буксиры, оснащенные ЭДТС при использовании их в режиме генератора, не расходуют энергию на спуск от ядерной спутниковой энергостанции к КАН для доставки термоизолированных капсул с термоаккумулирующими веществами. А для подъема в обратном направлении под действием сил малой тяги ЭДТС для доставки тепловых аккумуляторов на перезарядку им необходимо набрать характеристическую скорость, приблизительно равную разности круговых скоростей на высотах 200 и 800 км, то есть потратить энергию, достаточную для обретения скорости в 333 м/с. Для КАН массой 1000 кг расход энергии составит 55,44 МДж в чистом виде, а с учетом общего КПД парогазовой установки и тросового электродвигателя, равного 0,5, на подъем потребуется 111 МДж тепловой энергии. При использовании теплоаккумулирующего вещества типа фторида лития с удельной энергоемкостью более 1 МДж/кг это потребует использования теплового аккумулятора массой 100 кг. Если принять, что общая масса теплоаккумулирующих веществ на борту буксира равна половине его массы, то свободный энергозапас равен 400 МДж. При удельных затратах электроэнергии на доставку груза в КАН в размере 32 МДж/кг, указанный энергозапас достаточен для энергоснабжения КАН при аккумуляции им 12,5 кг грузов, направленных с Земли, а так же последующей доставки этой массы груза на любую из круговых орбит в диапазоне высот от 200 до 800 км. Применение в составе теплового аккумулятора гидрида лития с удельной энергоемкостью 2,85 МДж/кг до 41 кг увеличивает массу грузов, выводимых в космос за один рейс буксира.

Способ энергоснабжения КАН энергией на основе возврата ему грузов от космических аппаратов с ядерной или солнечной спутниковой энергостанцией реализуется аналогично по схеме, подобной вышеизложенной, только вместо поставок в КАН порций нагретого вещества осуществляются поставки регенерированных топливных зарядов. Например, циркуляция порций вещества на основе бора и кислорода минимум в 6,4 раза увеличит энергоснабжение КАН и вместо 41 кг грузов на порцию энергоносителя обеспечит 262 кг, а использование в кругообороте зарядов на основе бериллия-кислорода на порцию энергоносителя обеспечит вывод на орбиту 350 кг грузов вместо 41 кг.

Второе направление реализации способа после КАН с ДУ в виде ЭДТС, это способ энергоснабжения КАН с ракетной двигательной установкой.

КАН с ракетным двигателем представляет собой систему, аналогичную конструкции, реализующей прототип. КАН также может иметь трос (более тонкий, чем кабель ЭДТС) для размещения на нем буксируемой камеры приема грузов и захвата воздуха с низких высот, но в виду возможности периодического снижения на малую высоту за счет движения по эллиптическим орбитам с низким перигеем и по причине значительного аэродинамического сопротивления тросу при малой собственной массе эксплуатируется в безтросовом виде.

Рассмотрим вариант снабжения КАН грузами-энергоносителями при ракетной схеме создания тяги. Это спутник, который периодически опускается на эллиптическую орбиту с низким перигеем, в результате получения тормозного импульса при захвате груза-энергоносителя, поднятого суборбитальной РН, на более высокой круговой орбите. Второй захват груза, доставленного суборбитальной РН, осуществляется в перигее. Тормозной импульс от второго захвата груза переводит КАН на круговую орбиту, движение по которой в целях аккумуляции воздуха может происходить некоторое время при наличии необходимого энергозапаса, либо КАН сразу при выходе на низкую круговую орбиту включает ЭРД и, используя полученный с грузами энергозапас поднимается по спирали на прежнюю высокую круговую орбиту.

Возможны следующие параметры работы КАН при реализации заявляемого способа. Первоначальная круговая орбита КАН имеет высоту 184 км. Здесь скорость спутника - 7799 м/с. Затем захват груза переводит КАН на эллиптическую орбиту с апогеем на высоте 184 км и перигеем на высоте 100 км. Скорость в апогее - 7774 м/с. Скорость в перигее - 7874 м/с. Второй захват груза переводит КАН на круговую орбиту высотой 100 км. Здесь скорость спутника - 7849 м/с. На этой орбите КАН, движимый малой тягой ЭРД, начинает восходящее спиральное движение (которое при мощной ДУ может быть всего вполоборота) на прежнюю круговую орбиту с высотой 184 км.

Доставка грузов суборбитальными РН производится с дополнительным разгоном в поперечном направлении с сообщением горизонтальной составляющей скорости, равной приблизительно половине местной орбитальной скорости КАН. Цикл имеет следующие параметры. КАН массой 7799 кг, движущийся на высоте 184 км со скоростью 7799 м/с, сталкивается с потоком груза массой 50 кг, движущимся с относительной скоростью 3900 м/с. После столкновения скорость КАН уменьшается на 25 м/с и он переходит с круговой орбиты на эллиптическую с перигеем на высоте 100 км. Скорость КАН в перигее 7874 м/с. Здесь КАН снова сталкивается с потоком груза массой около 50 кг, движущимся с относительной скоростью 3937 м/с. После второго столкновения скорость КАН еще раз уменьшается на 25 м/с и он переходит с эллиптической орбиты на круговую с высотой 100 км. В результате КАН получил грузы-энергоносители общей массой чуть меньше 100 кг. Половину грузов образует запас топлива бериллий-кислород, вторую половину - водород-кислород. Однако в энергостанции КАН расходуется не этот запас топлива, но ранее созданный в предшествующих загрузках. Окислением бериллия и водорода в топливных элементах и использованием тормозного тепла в парогазовых установках вырабатывается электроэнергия для ЭРД. Рабочее вещество ЭРД - вода, полученная окислением водорода в бортовой энергостанции. КПД ЭРД=0,65-0,75. Удельный импульс ЭРД приблизительно равен 7800 м/с. При расходе 50 кг рабочего вещества он сообщает КАН характеристическую скорость около 50 м/с, необходимую для возвращения на прежнюю орбиту по спирали. По достижении прежней орбиты, груз передается межорбитальным буксирами для доставки в орбитальные хранилища и на космические фабрики, и цикл повторяется.

Оптимальным направлением реализации способа является комбинированное использование КАН с ДУ как в виде ЭДТС, так и в виде ракетной ДУ, которые используются так, что обеспечивают наивысшую эффективность работы КАН.

Примером такой реализации способа применительно к КАН с комбинированной ДУ являются два КАН, обращающиеся по подобным орбитам во встречных направлениях и открывающие рабочий цикл обменом грузов между собой. Обмен грузов используется для создания тормозного импульса (наиболее экономным способом, без расхода рабочего вещества) и перехода на орбиту с низким перигеем на высоте порядка 100 км. Предельно низкая высота используется для минимизации затрат энергии по вертикальному подъему суборбитальными РН доставляемых на КАН грузов. Захват грузов создает тормозной импульс и очередное изменение орбиты, такое, что в предельном случае эллиптическая орбита преобразуется в круговую, с высотой, равной перигейной высоте предшествующей орбиты. Для подъема с этой орбиты первоначально применяются ракетные ДУ, обеспечивающие характеристическую скорость 60 м/с и использующие (частично) в качестве рабочего тела азот, попутно аккумулируемый КАН (по сути вынужденно, для рационализации аэродинамического торможения) на низких высотах, а по достижении высоты около 200 км осуществляется переход от ракетных ДУ к ЭДТС. Для этого трос ЭДТС свертывается и развертывается в рабочее положение в необходимые моменты изменения параметров орбиты каждого из КАН. Последующее увеличение высоты орбиты КАН происходит под действием силы тяги тросового электродвигателя, что обеспечивает наиболее экономный режим расходования энергоресурсов, полученных при захвате грузов, поданных с Земли.

Наивысшая высота подъема, оправдывающая применение ЭДТС, определяется параметрами ионосферы Земли и (согласно справочникам) для космических аппаратов с ЭДТС принимается равной 3000 км. Однако экономические соображения, требующие сокращение пауз между приемами грузов с Земли, делают целесообразным осуществлять подъем КАН только до высоты 800-1000 км. Спиралеобразный подъем КАН, из-за использования двигателей малой тяги, энергетически менее выгоден, чем подъем по полуэллипсу (при получении короткого разгонного импульса), но обмен грузами со стороны встречно движущихся КАН возвращает часть израсходованной на подъем энергии в виде тепла от торможения захваченных грузов.

Обмен грузами происходит на круговой орбите с максимальной высотой (~1000 км) для орбит, проходимых аппаратами в межорбитальных маневрах. Встречные орбиты КАН проходят в общей плоскости, с разницей по высоте в пределах 100-1000 м. Один из КАН отделяет от себя порцию груза, которую перемещают по вертикали на уровень высоты орбиты встречного КАН и фиксируют на заданной высоте в момент времени, близкий к моменту прохождения аппаратом этого участка орбиты. Встречный КАН захватывает порцию поданного груза и получает необходимый тормозной импульс. Масса груза для данной скорости КАН подбирается такой, чтобы импульс от захвата вызвал переход КАН на эллиптическую орбиту с минимально низкой перигейной высотой (~100 км). Тепловая энергия, полученная в результате торможения встречных грузов, запасается тепловыми аккумуляторами и используется в последующем для новых межорбитальных маневров.

Такую же процедуру передачи груза осуществляет и выше обозначенный КАН-получатель груза по отношению к другому. Таким образом, система из двух КАН переходит с одной орбиты на другую без расхода рабочего вещества и существенных затрат энергии, по крайне мере, при понижении высоты.

В рассматриваемом случае подъем КАН с высоты 100 км на 200 км может осуществляться и без помощи электроракетных двигателей малой тяги. КАН, опускаясь с апогейной высоты в 800-1000 км при прохождении перигея на высоте 100 км, захватывает уменьшенную порцию груза и получает тормозной импульс, переводящий его не на круговую орбиту высотой 100 км, а на эллиптическую в апогеем на высоте 200 км. При оснащении термическим двигателем с рабочим телом в виде водорода и термическим зарядом на основе бериллия с кислородом, КАН, достигнув апогея, получает от ракетной ДУ ускоряющий импульс (30 м/с), переводящий его на круговую орбиту высотой 200 км. На этой высоте КАН разворачивает трос ЭДТС и, используя запас энергии, полученный с грузом, начинает спиральный подъем на высокую орбиту (~1000 км) для передачи груза в орбитальное хранилище.

Преимущество энергоснабжения КАН с комбинированной ДУ по способу, описанному в двух подвариантах, состоит в том, что во-первых, решается проблема аэродинамического сопротивления троса на малых высотах, а во-вторых, достижимо очень малое соотношение массы КАН и массы захватываемого груза - для рассмотренного диапазона межорбитальных маневров между 100 и 1000 км, масса КАН может быть всего лишь в 15 раз больше массы захватываемого груза-энергоносителя. Обозначенное соотношение масс, скорее всего, имеет пока теоретический интерес из-за сложностей аккумуляции тормозного тепла при малых массах теплоаккумулирующих веществ и больших тормозных ускорениях КАН - тормозной импульс от захвата груза в перигее доходит до 551 м/с, а перегрузки достигают 56 g (при длине трека из захватываемого груза около 8000 м), но при многовитковом поэтапном захвате грузов с соответственно меньшими перегрузками и/или меньших диапазонах высот, обеспечивающем более приемлемое соотношение масс в 30-100 единиц (для грузов из слабо испаряющихся и тугоплавких материалов), имеет уже практическую значимость и показывает преимущество заявляемого способа перед аналогами и прототипом.

Таким образом, реализуемая в предлагаемом способе возможность использования грузов в качестве энергоносителей позволяет снизить удельные затраты на доставку грузов в космос, сократить массу и габариты энергоустановки, а организация межорбитального кругооборота веществ-энергоносителей позволяет повысить безопасность и экономическую эффективность.

Способ энергообеспечения космических аппаратов-накопителей, включающий захват и ускорение атмосферного воздуха и грузов, находящихся на пути движения аппарата-накопителя, предварительно выброшенных суборбитальными и космическими аппаратами, передачу накопленных веществ на другие космические аппараты, компенсацию потерь скорости космического аппарата-накопителя от захвата и ускорения атмосферного воздуха, грузов и аэродинамического сопротивления использованием питаемых энергией от спутниковой энергостанции двигательных установок, как реактивного типа с расходом части поступающего груза или воздуха, так и электродинамического, на основе тросового двигателя-генератора, образующего вертикальную спутниковую систему, отличающийся тем, что энергоснабжение космического аппарата-накопителя обеспечивают полностью или частично за счет использования химической, кинетической и тепловой энергий поступающих грузов: химической энергии в случае, когда грузы поступают в виде окислителя и горючего, вступают в реакцию, а продукты окисления передаются на другие космические аппараты для дальнейшего использования и/или переработки, состоящей в том числе в разделении продуктов окисления на исходные окислитель и горючее, при этом окислитель и горючее возвращают обратно на космический аппарат-накопитель и используют для его энергоснабжения или горючее передают в топливохранилище, а окислитель возвращают на космический аппарат-накопитель и повторно используют или наоборот окислитель передают в топливохранилище, а горючее возвращают на космический аппарат-накопитель и повторно используют в том числе для его сжигания с азотом и кислородом из атмосферного воздуха; кинетической энергии в виде тормозного импульса при обмене грузами космическими аппаратами-накопителями в случае встречного их движения или при поступлении грузов, доставленных суборбитальными ракетами, для перехода на низкие орбиты без расхода рабочего вещества с частичной компенсацией энергозатрат в форме тепловой энергии на предшествующий подъем на высокие орбиты; тепловой энергии, выделяемой при торможении поступающих в космический аппарат-накопитель грузов и воздуха и из теплоаккумулирующих веществ, передаваемых с других космических аппаратов, при этом для безотходного многократного использования в космическом аппарате-накопителе организуется система межорбитального круговорота грузов-энергоносителей по восстановлению химической и тепловой энергий на спутниковых энергостанциях, расположенных на более высоких орбитах, и кинетической энергии при помощи межорбитальных буксиров, аппаратов-накопителей, аппаратов-заправщиков и других космических аппаратов, обращающихся на более высоких орбитах, с которыми космический аппарат-накопитель производит обмен грузами.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА) негерметичного исполнения с радиационным охлаждением.

Изобретение относится к системам энергоснабжения космических аппаратов. .

Изобретение относится к средствам энергоснабжения космических аппаратов, а более конкретно - к системе энергообеспечения марсохода. .

Изобретение относится к области энергообеспечения космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к области энергоснабжения космических аппаратов. .

Изобретение относится к системам энергоснабжения космических объектов, в частности ИСЗ. .

Изобретение относится к конструкциям космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов различного назначения. .

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА) преимущественно с трехосной ориентацией для геостационарной орбиты.

Изобретение относится к космической области, и в частности к способам энергоснабжения в полете космических аппаратов (КА) с системой энергоснабжения на базе электрохимических генераторов.

Изобретение относится к размещению и терморегулированию бортовых систем электропитания космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к воздушно-космической технике. .

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и, более конкретно, к системам парусного типа, использующим солнечный ветер в качестве источника тяги.

Изобретение относится к космической технике и касается полетов в высоких слоях атмосферы и в космосе. .

Изобретение относится к транспортным средствам и может быть использовано в двигательных (тяговых) системах для создания тяги объектов, в частности космических объектов в пространстве.

Ракета // 2443608
Изобретение относится к космонавтике. .

Ракета // 2443601
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройствам заправки (слива) окислителя ракетного разгонного блока. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в двигательной установке космического объекта, использующего криогенное топливо. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при полетах как в открытом космосе, так и в атмосфере. .

Ракета // 2438932
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов астронавтов в космос
Наверх