Способ управления транспортной космической системой

Изобретение относится к управлению работой транспортного космического корабля (ТКК), совершающего рейсы между орбитальной космической станцией (ОКС), находящейся вблизи планеты с атмосферой, и базовой станцией, расположенной, например на Луне. После выведения ракетой-носителем на опорную орбиту модуля с разгонными блоками отстыковывают ТКК от ОКС и стыкуют его с этим модулем. К связке ТКК и модуля прикладывают импульсы для перелета на орбиту базовой станции. Затем ТКК производит посадку на поверхность небесного тела в районе базовой станции и, по завершении программы пребывания там, выполняет взлет с выведением, например, на окололунную орбиту или на траекторию возвращения к планете с атмосферой. При этом ТКК за счет аэродинамического торможения и гравитационного маневра выходит на эллиптическую орбиту с заданным положением её плоскости. В серии пролетов атмосферы скорость КА снижается до круговой на орбите, где ТКК стыкуется с ОКС. Техническим результатом изобретения является обеспечение многоразовости и экономичности транспортной системы, например, между околоземной и лунной станциями. 4 ил.

 

Предлагаемый способ управления может быть использован в космической технике при организации перелетов транспортного космического корабля (ТКК) между орбитальной станцией (ОС), находящейся на орбите планеты с атмосферой, например МКС и базовой станцией (БС), расположенной на поверхности другого небесного тела, например на Луне.

Известен способ управления транспортной космической системой, выбранный в качестве аналога, включающий приложение к транспортному космическому кораблю после его отстыковки от орбитальной станции, находящейся на круговой орбите высотой HOC вокруг планеты с атмосферой, заданных импульсов для его перелета в заданную точку космического пространства и последующего обратного перелета к орбитальной станции. Такой способ управления был использован в 1986 году во время перелетов КК «Союз-Т15» между ОС «Мир» и ОС «Салют-7» [1. В.Е. Гудилин, Л.И. Слабкий. «Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы)», Москва, 1996].

Недостатком этого способа является то, что из-за ограниченных энергетических возможностей КК перелет был возможен только при условии нахождения обеих ОС на близких по высоте орбитах.

Известен способ управления транспортной космической системой, выбранный в качестве прототипа, включающий приложение к транспортному космическому кораблю, находящемуся на орбите планеты с атмосферой, импульса для его перелета на орбиту другого небесного тела, импульса схода с этой орбиты для последующей посадки на поверхность небесного тела, приложение управляемого воздействия при взлете с поверхности небесного тела и приложение отлетного импульса для обратного перелета к планете с атмосферой [2. В.И. Левантовский. «Механика космического полета в элементарном изложении», М, Наука, 1980]. В качестве ТКК рассматривался космический корабль «Аполлон-11», выводимый на опорную орбиту с помощью РН «Сатурн-5» и состоящий из трех отсеков: командный отсек (КО), служебный отсек (СО) и лунный отсек (ЛО). В свою очередь, лунный отсек состоял из посадочной ступени (ПС) и взлетной ступени (ВС). Вместе с КК «Аполлон-11» в полезную нагрузку РН «Сатурн-5» входил разгонный блок (Б) «Сатурн-4Б». После выведения ТКК с помощью РБ выполняет отлетный импульс для перелета к Луне. После перехода на окололунную орбиту ЛО отстыковывается от ТКК и, используя двигательную установку (ДУ) ПС, совершает сход с орбиты и посадку на поверхность Луны. ТКК продолжает оставаться на окололунной орбите. По завершению программы нахождения на Луне ВС, используя собственную ДУ, стартует с Луны, оставляя ПС на поверхности Луны. ВС выводится на окололунную орбиту для сближения и стыковки с ТКК. После стыковки на окололунной орбите экипаж ВС переходит в ТКК, а ВС отделяется. Затем ТКК выполняет отлетный импульс для перелета к Земле с последующим входом в атмосферу и посадкой в заданном районе.

Основными недостатками такого способа управления является то, что для его реализации требуется сверхтяжелая РН грузоподъемностью 136 тонн [2] и все элементы этой транспортной системы используются однократно.

Техническим результатом изобретения является возможность посадки ТКК на поверхность другого небесного тела с последующим его возвращением к Земле для повторного использования.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления транспортной космической системой, включающем приложение к транспортному космическому кораблю, находящемуся на орбите планеты с атмосферой, импульса для его перелета на орбиту другого небесного тела, импульса схода с этой орбиты для последующей посадки на поверхность небесного тела, приложение управляемого воздействия при взлете с поверхности небесного тела и приложение отлетного импульса для обратного перелета к планете с атмосферой, в отличие от известного перед приложением импульса для перелета на орбиту другого небесного тела производят отстыковку транспортного космического корабля от орбитальной станции, находящейся на круговой орбите высотой HOC, и прикладывают к нему импульсы для последующей стыковки с модулем разгонных блоков, а азимут стрельбы при приложении управляющего воздействия при взлете с поверхности небесного тела определяют исходя из условий выведения транспортного космического корабля на орбиту, с которой возможно выполнение обратного перелета к планете с атмосферой непосредственно за взлетом путем приложения к транспортному космическому кораблю отлетного импульса, величину которого определяют с учетом прохождения транспортного космического корабля на заданном расстоянии от планеты с выходом на эллиптическую орбиту, после чего выполняют изменения параметров орбиты транспортного космического корабля в процессе его последовательных прохождений на заданном расстоянии от планеты путем приложения корректирующего импульса Vкор при каждом прохождении апогея орбиты вплоть до выполнения условия Hα=HOC, где Hα - высота апогея орбиты транспортного космического корабля, после чего в апогее орбиты к транспортному космическому кораблю прикладывают импульс перехода Vпер на круговую орбиту HOC для его последующей стыковки с орбитальной станцией.

Предлагаемый способ рассмотрим на примере ОС, находящейся на околоземной орбите. Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что отдельной ракетой-носителем (РН) на околоземную орбиту выводится модуль с разгонными блоками (РБ), способными выполнить импульсы перевода полезной нагрузки в заданную точку космического пространства, например на орбиту Луны. ТКК, находящийся в составе околоземной ОС, расстыковывается с ОС, а затем сближается и стыкуется с модулем с РБ, образовывая связку. Используя энергетические возможности модуля с РБ, к связке прикладывается отлетный импульс для ее перевода на траекторию перелета на орбиту Луны. РБ, по мере выработки в них топлива, отделяются от образованной связки. После достижения орбиты Луны ТКК выполняет импульс схода с орбиты и осуществляет посадку на поверхность Луны.

После взлета ТКК не требуется промежуточной стыковки на окололунной орбите, и поэтому отлетный импульс для обратного перелета может быть выполнен сразу вслед за выведением. Таким образом, взлет ТКК с поверхности Луны осуществляется с азимутом стрельбы, определяемом с учетом текущего взаимного положения Луны и Земли по схеме, использованной при полете автоматической станции «Луна-16» [3. В. Алексеев, Л. Лебедев «За лунным камнем», М, Машиностроение, 1972]. При этом обратный перелет осуществляется по оптимальной плоской траектории, т.е. отлетный импульс является трансверсальным.

При обратном перелете ТКК в отличие от прототипа решается задача возвращения на околоземную ОС. У Земли скорость ТКК соответствует 2-й космической скорости, т.е. около 11.2 км/сек, что на 3.2 км/сек превышает круговую скорость на околоземной орбите. Выполнение у Земли тормозного импульса такой величины потребует дополнительного запаса топлива в ТКК, что существенно снизит эффективность транспортной системы. Отказаться от этого тормозного импульса можно за счет торможения ТКК в атмосфере Земли. Используя последовательные прохождения ТКК в атмосфере, можно постепенно снизить его скорость до орбитальной скорости ОС. Таким образом, приложение отлетного импульса к ТКК осуществляется не только для обратного перелета к Земле, но и для прохождения ТКК на заданном расстоянии от Земли с последующим выходом на вытянутую эллиптическую орбиту за счет аэродинамического торможения. При этом при первом пролете в атмосфере за счет гравитационного маневра регулируется положение плоскости орбиты ТКК для обеспечения оптимальных условий при последующем сближении и стыковке с ОС.

В апогее образованной эллиптической орбиты Hα выполняется корректирующий импульс Vкор, регулирующий высоту перигея орбиты для необходимого снижения орбитальной скорости при очередном прохождении атмосферы Земли. Предполагается, что в зависимости от возможностей теплозащитного покрытия (ТЗП) ТКК высота перигея орбиты ТКК составит 80-90 км. Описанная последовательность прохождений с выполнением корректирующего импульса в апогее орбиты выполняется до тех пор, пока после очередного прохождения атмосферы Земли высота апогея орбиты не достигнет высоты орбиты ОС, т.е. Hα=HOC. После этого в апогее орбиты выполняется импульс Vпер, обеспечивающий подъем перигея орбиты до высоты HOC, т.е. ТКК переходит на орбиту ОС.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1÷4, где:

на фиг. 1 показана схема полета аналога - перелета между двумя ОС,

на фиг. 2 приведена схема полета прототипа - ТКК «Апполон-11»,

на фиг. 3 поясняется схема полета предлагаемой транспортной системы,

на фиг. 4 представлена схема с последовательными прохождениями в атмосфере Земли и последующим выходом на орбиту ОС.

На этих фиг. отмечены следующие позиции:

1 – ОС, на которой базируется ТКК, 2 - ТКК, 3 - вторая ОС, на которую совершает перелет ТКК, 4 - РН, 5 - взлетная ступень ТКК, 6 - посадочная ступень ТКК, 7 - разгонный блок, 8 - разгонный блок РБ1, 9 - разгонный блок РБ2, 10 - торможения в атмосфере Земли, 11 - атмосфера Земли, 12 - корректирующий импульс Vкор, 13 - импульс перехода на орбиту ОС Vпер.

На фиг. 1 представлена схема перелетов между двумя ОС, находящимися на близкой околоземной орбите.

От первой ОС (1) расстыковывается ТКК (2) и переходит на более низкую орбиту для перелета ко второй ОС (3). При обратном перелете ТКК к первой ОС переходит на более высокую орбиту.

На фиг. 2 показана схема полета ТКК «Апполон-11».

Вначале РН «Сатурн-5» (4) выводит на опорную орбиту связку, состоящую из ТКК (2), лунного отсека (ЛО), включающего ВС (5) и ПС (6), и разгонного блока РБ (7). Затем с помощью РБ обеспечивается перелет связки на окололунную орбиту. По достижении окололунной орбиты от ТКК отделяется ЛО, который с помощью двигательной установки ПС осуществляет посадку на поверхность Луны. По завершении программы нахождения на Луне ВС выполняет взлет с поверхности Луны, оставляя ПС на поверхности Луны, и выполняет промежуточную стыковку с находящемся на окололунной орбите ТКК для доставки на него экипажа ВС. Затем ВС отделяется, а ТКК выполняет отлетный импульс для возвращения на Землю.

На фиг. 3 представлена схема предлагаемой транспортной космической системы.

Вначале с помощью РН (4) на опорную орбиту выводится модуль с разгонными блоками PB1 (8) и РБ2 (9). Затем от ОС (1) отстыковывается ТКК (2) и стыкуется с модулем с РБ. После чего образованная связка с помощью PB1 выполняет отлетный импульс для перевода на траекторию полета к Луне. По мере выработки топлива разгонные блоки отделяются от связки. После перехода на заданную окололунную орбиту ТКК (2) выполняет сход с нее и осуществляет посадку в заданный район поверхности Луны. По завершении программы высадки ТКК взлетает с Луны, оставляя посадочную ступень (6) и переходит на окололунную орбиту, с которой после приложения отлетного импульса осуществляется обратный перелет по оптимальной плоской траектории. После нескольких торможений в атмосфере Земли (10) ТКК переходит на орбиту околоземной ОС и стыкуется с ней.

На фиг. 4 представлена схема перехода ТКК на орбиту околоземной орбитальной станции.

ТКК входит в атмосферу Земли со 2-й космической скоростью. После первого торможения ТКК в атмосфере он переходит на эллиптическую орбиту, и в апогее этой орбиты выполняется корректирующий импульс Vкор (11) для регулирования последующей высоты прохождения ТКК в атмосфере Земли. Последовательные прохождения атмосферы с последующим выполнением корректирующих импульсов Vкор проводится до тех пор, пока очередной апогей орбиты не достигнет высоты орбиты орбитальной станции НОС. После чего в апогее орбиты выполняется импульс Vпер (12) для окончательного перевода ТКК на орбиту околоземной ОС с последующей с ней стыковкой.

Эффективность предлагаемого способа управления транспортной системой показана по сравнению с реализованной транспортной системой при проведении лунных миссий ТКК «Аполлон» в 60-70-х годах прошлого столетия.

Итак, для реализации этого способа использовалась РН «Сатурн-5» грузоподъемностью 136 тонн. При этом масса ТКК на момент его прилета к Луне составляла около 50 тонн, из которых полная масса ЛО составляла ~15 т, а масса ПС и ВС около 10 и 4 т соответственно. Масса ВС в 4 т позволяла иметь сухую массу ВС в 2180 кг с общим полезным объемом 6.7 м3 и свободным объемом для двух космонавтов ~4.5 м3, общий объем КО, на котором весь экипаж, состоящий из 3-х человек, возвращался на Землю, составлял ~6 м3 [2].

В предлагаемой транспортной системе необходимо иметь околоземную орбитальную станцию - МКС. Экипаж доставляется на околоземную ОС и обратно на Землю на кораблях «Союз-ТМА», выводимых с помощью РН «Союз-ФГ». Для реализации предлагаемой транспортной системы также необходима тяжелая РН. Оценим ее грузоподъемность исходя их следующих исходных данных. Пусть космическая транспортная система выполняет маршрут ОС - БС - ОС (см. фиг. 3). Потребная характеристическая скорость на выполнение этого маршрута: VΣ=V1+V2+V3+Vвзл+Vотл+Vсбл+Vпер=8900 м/сек, где V1 - отлетный импульс к Луне (3230 м/сек), V2 - тормозный импульс у Луны (950 м/сек), V3 - импульс схода с орбиты Луны (1900 м/сек), Vвзл - взлетный импульс с Луны (1700 м/сек) и Vотл - отлетный импульс от Луны (900 м/сек) [4. «Основы теории полета космических аппаратов» под ред. Г.С. Нариманова, Машиностроение, Москва, 1972], Vпер - импульс перехода на орбиту околоземной станции после аэродинамического торможения в атмосфере Земли (100 м/сек), Vсбл - суммарный импульс для сближения ТКК с модулем разгонных блоков (120 м/сек). Предполагается, что V1 - отлетный импульс к Луне выполняет кислородно-водородный РБ1 с удельным импульсом Руд=470 сек, V2 - разгонный блок РБ2 с Руд=375 сек, V3 - посадочная ступень с Руд=330 сек, a Vотл, Vпер и Vсбл - ДУ ТКК с Руд=330 сек. Если принять параметры ТКК: Мсух=6.2 т, Мтопл=9.4 т и Мполн=15.6 т, то с учетом конструктивного совершенства Мсухтопл ~ 1/6 массовые характеристики PB1 и РБ2 составят:

РБ1сух=8.5 т Мтопл=55.3 т Мполн=63.8 т, РБ2сух=1.5 т Мтопл=10.0 т Мполн=11.5 т, посадочная ступень - Мсух=2.9 т Мтопл=14.4 т Мполн=17.3 т, а полная масса РН - 92.6 т.

С учетом того же показателя конструктивного совершенства, равного 1/6, сухая масса ТКК без учета ДУ и топливных баков составит 4.6 т, что более чем в 3 раза больше чем у взлетной ступени ЛО ТКК «Аполлон-11», при грузоподъемности РН более чем в полтора раза меньшей, чем у РН «Сатурн-5».

Отметим, что по сравнению с ТКК «Апполон-11» не требуются средства системы посадки, составляющие, как правило, до 21% от массы спускаемого аппарата (СА) [5. Антонова Н.П., Брюханов Н.А., Четкий С.В. «Средства посадки пилотируемого транспортного корабля нового поколения», ж. Космическая техника и технология, 4 (7) 2014, с. 21-30]. После проведения перелета к БС и обратно к околоземной ОС, а также дозаправки топливом, доставляемым, например, с помощью грузовых кораблей «Прогресс-М», ТКК способен выполнить очередной перелет. Таким образом, в этой транспортной космической системе ТКК является полностью многоразовым элементом, что также может рассматриваться как преимущество по сравнению с одноразовым ТКК в программе «Аполлон-11».

Ограничением любой транспортной космической системы является скважность проведения перелетов. В случае перелетов с окололунной станции (ЛОС) на Землю, а именно в качестве ЛОС необходимо рассматривать ТКК «Аполлон-11», находящийся на окололунной орбите во время высадки экипажа ВС на поверхность Луны, для оптимального решения задачи, соответствующего плоскому перелету, необходимо определенное положение между направлением Луна-Земля и плоскостью орбиты окололунной ОС. Расчеты показывают, что в случае использования ЛОС с наклонением орбиты i=90° скважность перелетов составляет 14 суток.

В предлагаемой транспортной космической системе при прямом обратном перелете за счет выбора азимута стрельбы при взлете с поверхности Луны ТКК может выполнить экстренный оптимальный перелет на околоземную орбиту с заданным наклонением, которое обеспечивается гравитационным маневром у Земли, что является также преимуществом этой транспортной космической системы.

Для возвращения на околоземную станцию потребуется ожидание оптимального времени взлета с поверхности Луны. Если бы плоскость орбиты станции в инерциальном пространстве не менялась, то в течение лунного месяца (27.2 суток) можно дважды, используя прилет к Земле либо со стороны Южного, либо Северного полушария, оказаться в заданной плоскости орбиты околоземной ОС [4]. Благодаря прецессии плоскости орбиты околоземной ОС с наклонением i=51.6° и высотой 400 км со скоростью около 5° в сутки [4] максимальное время ожидание оптимальных условий для стыковки с околоземной ОС дополнительно снижается до 10 суток.

В целом можно сделать вывод, что предлагаемый способ управления с размещением в составе околоземной ОС специального многоразового ТКК для посадки на поверхность другого небесного тела позволит создать транспортную космическую систему с существенно меньшими расходами на ее разработку, производство и отработку.

Способ управления транспортной космической системой, включающий приложение к транспортному космическому кораблю, находящемуся на орбите планеты с атмосферой, импульса для его перелета на орбиту другого небесного тела, импульса схода с этой орбиты для последующей посадки на поверхность небесного тела, приложение управляющего воздействия при взлете с поверхности небесного тела и приложение отлетного импульса для обратного перелета к планете с атмосферой, отличающийся тем, что перед приложением импульса для перелета на орбиту другого небесного тела производят отстыковку транспортного космического корабля от орбитальной станции, находящейся на круговой орбите высотой НОС, и прикладывают к нему импульсы для последующей стыковки с модулем разгонных блоков, а азимут стрельбы при приложении управляющего воздействия при взлете с поверхности небесного тела определяют исходя из условий выведения транспортного космического корабля на орбиту, с которой возможно выполнение обратного перелета к планете с атмосферой непосредственно за взлетом путем приложения к транспортному космическому кораблю отлетного импульса, величину которого определяют с учетом прохождения транспортного космического корабля на заданном расстоянии от планеты с выходом на эллиптическую орбиту, после чего выполняют изменения параметров орбиты транспортного космического корабля в процессе его последовательных прохождений на заданном расстоянии от планеты путем приложения корректирующего импульса Vкор при каждом прохождении апогея орбиты вплоть до выполнения условия Нα=HОС, где Нα - высота апогея орбиты транспортного космического корабля, после чего в апогее орбиты к транспортному космическому кораблю прикладывают импульс перехода Vпер на круговую орбиту НОС для его последующей стыковки с орбитальной станцией.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к управлению движением нежёсткого летательного аппарата (1) с помощью двигателя (2). Пилотирование осуществляется системой управления с измерительным средством (3А), расположенным вблизи заднего конца (1R) аппарата.

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) с помощью многосопловой реактивной двигательной установки (ДУ). Способ позволяет проводить коррекцию орбиты КА путем приложения результирующего вектора тяги ДУ к его корпусу и включает определение коэффициентов дросселирования для расчета тяги каждого из трех и более сопел двигателя.

Изобретение относится к перелётам транспортного космического корабля (ТКК) между двумя орбитальными станциями (ОС), одна из которых находится на орбите планеты с атмосферой, а другая - либо на орбите другого небесного тела (напр., Луны), либо вблизи точек либрации (напр., L1 или L2 системы Земля - Луна).

Изобретение относится к ракетным двигательным средствам для орбитальных маневров и/или спуска космических аппаратов (КА) на Землю. Предлагаемое устройство в значительной степени автономно и соединяется с КА перед его запуском.

Изобретение относится к области двигательных установок на криогенном топливе, и в частности к криогенной двигательной установке (1), содержащей по меньшей мере один маршевый двигатель (6) многократного запуска, первый криогенный бак (2), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания первым компонентом топлива, первый газовый бак (4), по меньшей мере один осаждающий топливо двигатель (7, 8) и первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4).

Изобретение относится к управлению подготовкой и осуществлением спуска космического аппарата (КА). Способ включает построение требуемой для проведения наблюдений ориентации КА, определение остатка топлива на борту КА, а также орбиты спуска, проходящей максимальное число раз над заданными наземными пунктами и отвечающей требованиям светотеневой обстановки на орбите КА и в этих пунктах.

Изобретение относится к межорбитальному маневрированию космического аппарата (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с нулевым наклонением двигателями большой тяги.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при спуске отделяющейся части ступени ракеты космического назначения (ОЧ РКН). ОЧ РКН содержит систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, 2 противоположно установленных друг другу сопла сброса, пиромембраны.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя, блок управления, малоудлиненный расширенный амортизатор с прямоугольным основанием, увеличенные по вертикали два пружинных клапана с закругленными оконечностями, две плоские пластины.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), главным образом на атмосферном участке траектории выведения. Способ включает автономное оперативное определение бортовыми средствами КА высоты условного перицентра траектории сразу после входа КА в атмосферу.

Изобретение относится к межорбитальным перелётам в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и перевод на траекторию перелёта к Луне.

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА) в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и выведение его на траекторию облета Луны с возвратом.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в системах спутниковой связи. Технический результат состоит в повышении пропускной способности.

Изобретение относится к компоновке изделий, в частности, искусственного спутника (ИС). ИС включает в себя отсек полезной нагрузки со стенкой, ограничивающей мертвое пространство внутри отсека.

Изобретение относится к перелётам транспортного космического корабля (ТКК) между двумя орбитальными станциями (ОС), одна из которых находится на орбите планеты с атмосферой, а другая - либо на орбите другого небесного тела (напр., Луны), либо вблизи точек либрации (напр., L1 или L2 системы Земля - Луна).

Изобретение относится к обслуживанию на околоземной орбите группировки автоматических космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА обслуживания (КАО) в орбитальную плоскость группировки КА, стыковку КАО и КА, техническое обслуживание КА, расстыковку КАО и КА.

Изобретение относится к космическим спутниковым системам локального обзора. Система состоит из спутников с оптико-электронной аппаратурой дистанционного зондирования, размещенных на круговых орбитах с одинаковыми высотами и наклонениями.

Изобретение относится к управлению групповым полетом, в котором среднюю угловую скорость всех искусственных спутников Земли (ИСЗ) в группе поддерживают равной средней за виток угловой скорости пассивного ИСЗ.

Изобретение относится преимущественно к спутниковым информационным системам. Способ включает формирование межспутниковой линии радиосвязи (МЛР) между космическими аппаратами (КА), расположенными в одной орбитальной плоскости.
Изобретение относится к технологии запуска спутников на орбиту. Способ включает размещение спутника внутри космического корабля (КК) перед его выведением на орбиту.

Изобретение относится к космической технике. Модуль служебных систем содержит корпус, выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки. Концы продольных стоек соединены поперечными силовыми элементами, при этом пролеты между продольными стойками перекрыты боковыми панелями. Нижнее основание корпуса перекрыто панелью основания. На панели основания размещены блоки бортовой служебной аппаратуры. На первой паре противоположно расположенных боковых панелей корпуса установлены топливные баки. Перед второй парой противолежащих боковых панелей закреплены аккумуляторная батарея и антенна радиосвязи. На третьей паре закреплены пилоны, внутри одного из которых размещен шар-баллон со сжатым газом. На четвертой паре противолежащих панелей закреплены привода панелей солнечных батарей. Блоки двигателей ориентации и стабилизации размещены на топливных баках и на пилоне. Техническим результатом изобретения является снижение массы модуля. 14 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к управлению работой транспортного космического корабля, совершающего рейсы между орбитальной космической станцией, находящейся вблизи планеты с атмосферой, и базовой станцией, расположенной, например на Луне. После выведения ракетой-носителем на опорную орбиту модуля с разгонными блоками отстыковывают ТКК от ОКС и стыкуют его с этим модулем. К связке ТКК и модуля прикладывают импульсы для перелета на орбиту базовой станции. Затем ТКК производит посадку на поверхность небесного тела в районе базовой станции и, по завершении программы пребывания там, выполняет взлет с выведением, например, на окололунную орбиту или на траекторию возвращения к планете с атмосферой. При этом ТКК за счет аэродинамического торможения и гравитационного маневра выходит на эллиптическую орбиту с заданным положением её плоскости. В серии пролетов атмосферы скорость КА снижается до круговой на орбите, где ТКК стыкуется с ОКС. Техническим результатом изобретения является обеспечение многоразовости и экономичности транспортной системы, например, между околоземной и лунной станциями. 4 ил.

Наверх