КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ Российский патент 1997 года по МПК B64G1/10 

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА) и может быть использовано в конструкциях межпланетарных кораблей и орбитальных станций, сборка которых в силу больших конечны габаритов осуществляется из отдельных блоков на орбите.

Известны конструкции пилотируемых космических объектов, например, принятая в СССР в качестве базовой для строительства околоземных космических станций "Мир" (1), состоящая из базового блока, к которому в осевом и радиальном направлениях пристыковываются экспериментальные модули и грузовые корабли, причем каждый из них имеет свою систему энергоснабжения, включающую, как правило, протяженные конструкции солнечных батарей (СБ), антенны и другое оборудование.

К недостаткам этой конструкции относится то, что значительный рост суммарной площади СБ, требуемый для функционирования энергоемкого оборудования этих модулей, сопровождается ощутимым увеличением доли затененных участков фото-электронных покрытий (ФЭП), причем с ростом площадей СБ растет и степень их взаимного затенения.

Известен проект перспективной орбитальной космической станции (ОКС) "FREEDOM" (США//2), в которой можно выделить модули станции и разнесенные на значительное расстояние конструкции СБ, радиаторы систем обеспечения теплового режима (СОТР), двигатели ориентации ОКС, причем функции связи их в единое целое и обеспечения их оптимальной пространственной развязки выполняет специально разрабатываемый силовой ферменный каркас, выполненный либо в виде протяженной балки, либо в виде балки, замыкаемой с помощью двух П-образных ферменных конструкций.

Такая конструкция требует включения в состав ОКС специальных роботизированных и дистанционных транспортных средств, выполняющих монтажные, ремонтные и обслуживающие функции в пределах всей ОКС, снабжение их источниками энергии и манипуляторами, причем перемещение таких транспортных устройств возможно только по каркасу ОКС, по специально проложенным направляющим и, следовательно, для этого потребуется резервирование одной из граней фермы, или использование выходов операторов в открытый космос для выполнения подобных работ вручную.

Наиболее близким аналогом из числа известных технических решений является КА, содержащий экспериментальные модули, охватывающий модули кольцеобразный ферменный каркас с элементами крепления модулей к его внутренней грани, соединенные с наружной гранью каркаса СБ и радиаторы системы обеспечения теплового режима, а также двигатели системы ориентации (3). КА представляет собой дооснащаемую ОКС.

К кольцевой конструкции каркаса ОКС с помощью виброизолирующих стержней с активным управлением крепятся экспериментальные космические модули. На кольцевой конструкции размещаются системы связи с приемопередающими антеннами, система ориентации и стабилизации с исполнительными двигателями, панели с солнечными батареями и другие системы, обеспечивающие нормальное функционирование бесплотной орбитальной лаборатории. Сборника и обслуживание COSMO-LAB осуществляется с помощью двух типов роботов: свободно летающего (FFR) и работа с переменной геометрией (VGR).

К недостаткам КА прототипа можно отнести следующие:
создание подобных роботов потребует значительных материальных затрат и затрат времени на их разработку и проведение натурных экспериментов;
невозможность при дооснащении ОКС новыми модулями осуществлять балансировку объекта в целом только с помощью входящих в его состав элементов;
отсутствие опыта по полностью автоматизированной сборке таких крупногабаритных конструкций в условиях космоса не гарантирует достижения самой поставленной цели из-за следующих проблем управления;
управление полетами FFR между орбитами и управление операциями встречи, стыковки и транспортировки контейнеров;
управление манипуляциями с элементами конструкции, выполняемыми FFR, позиционирование элементов конструкций и их автоматическая сборка в единую жесткую кольцевую конструкцию;
управление манипуляциями большими полезными нагрузками и кооперативное управление совместной работой космических роботов FFR и VGR при автоматической сборке и монтаже.

Техническим результатом изобретения является повышение живучести несущей конструкции при разрушении отдельных ее фрагментов, обеспечение условий взаимного незатенения модулей КА и элементов СБ, а также обеспечения балансировки КА на протяжении всего срока службы с помощью входящих в его состав модулей, повышение удобства сборки и обслуживания.

Указанный технический результат достигается тем, что за счет того, что известный космический аппарат (3) дополнительно содержит модуль, размещенный в центре кольца каркаса, при этом, по меньшей мере, некоторые экспериментальные модули соединены с указанным модулем одними своими торцами при помощи стыковочных узлов, а другими торцами с внутренней гранью каркаса, солнечные батареи и pадиаторы системы обеспечения теплового режима размещены в плоскости кольца каркаса, а двигатели системы ориентации установлены на боковых поверхностях экспериментальных модулей вблизи их торцев, соединенных с каркасом.

При этом космический аппарат может быть снабжен дополнительным кольцеобразным ферменным каркасом, соединенным при помощи радиальных ферменных силовых элементов с ферменным каркасом, охватывающим модули, при этом солнечные батареи соединены своими внешними концами с внутренней гранью дополнительного каркаса.

В предлагаемом космическом аппарате солнечные батареи могут быть соединены концами с соответствующими ферменными каркасами с возможностью поворота вокруг осей, проходящих через места указанных соединений и снабжен приводами поворота вокруг этих осей.

В одном из предпочтительных вариантов исполнения, в КА, по меньшей мере, один из экспериментальных модулей расположен перпендикулярно плоскости кольца каркаса и закреплен при помощи стыковочного узла на боковой поверхности экспериментального модуля, соединенного с внутренней гранью каркаса.

В предлагаемом КА кольцеобразный каркас может быть соединен с экспериментальными модулями по его диаметру и снабжен приводом поворота относительно этих модулей вокруг оси, совпадающей с указанным диаметром.

На фиг. 1 показан общий вид космического аппарата согласно изобретению; на фиг. 2 вариант исполнения СБ в виде натянутых на дополнительный силовой каркас полотен; на фиг.3 пример процесса сборки на орбите дополнительного ферменного кольца и вариант крепления СБ между кольцами; на фиг.4 выполнение раздельной ориентации СБ и экспериментальных модулей; на фиг.5 схема развертывания КА; на фиг. 6 взаимодействие КА с многоразовым орбитальным космическим кораблем; на фиг.7 способ соединения гермотоннелей и ферменного кольца.

В представленном варианте исполнения КА (фиг.1) состоит из ферменной конструкции, выполненной в виде замкнутого кольца 1, размещенного в его центре базового блока 2, продольная ось которого перпендикулярна плоскости кольца, и соединенного с кольцом в радиальном направлении с помощью гермотоннелей 3, у которых ближние к центру кольца торцы примыкают к боковым стыковочным узлам 4 базового блока, а дальние через узлы крепления к внутpеннему периметру кольца 1.

На боковой поверхности гермотоннелей с двух сторон перпендикулярно плоскости кольца установлены стыковочные узлы 5, являющиеся основанием для размещения на них экспериментальных модулей 6.

На внешнем периметре кольца с помощью унифицированных монтажных площадок 7 крепятся протяженные разворачиваемые в радиальном направлении конструкции: СБ 8, радиаторы СОТР 9 и др. а на боковых гранях негерметичные платформы 10 с оборудованием. Монтажные площадки, предназначенные для установки солнечных батарей, дополнительно снабжены проводами вращения 11, с помощью которых обеспечиваются повороты СБ относительно продольной оси. На базовом блоке установлен манипулятор 12.

На торцах базового блока имеются осевые стыковочные узлы 13, предназначенные для причаливания других космических аппаратов. Для обеспечения требуемых управляемых моментов двигательные установки систем ориентации 14 размещены на боковых поверхностях гермотоннелей, вблизи торцев, примыкающих к кольцевой ферме.

При оснащении КА значительным количеством технологических модулей с энергоемким оборудованием для обеспечения их электроэнергии используется схема (фиг. 2), в которой элементы СБ выполнены в виде полотен, натянутых на основании 1 и дополнительное 15 силовые кольца КЛЕ, ее причем функцию связи двух колец между собой выполняют ферменные конструкции 16. При этом выбор одного из 2-х вариантов исполнения СБ осуществляется, исходя из условия минимизации суммарной массы КА и определяется требуемым энергопотреблением.

Крепление СБ между кольцами 1 и 15 может быть выполнено с помощью карабиной 17 (фиг.3), которые одними концами одеваются в отверстия на солнечных батареях 8, а другими крепятся в узлах ферменных конструкций 18 - внутреннего и внешнего колец, где для них должны быть предусмотрены соответствующие отверстия. По мере раскрытия ячеек фермы, формирующих ферменное кольцо, происходит разворот полотнищ солнечных батарей. Для компенсации взаимных деформаций между кольцами и с целью обеспечения постоянного натяжения СБ конструкцию карабинов можно дополнить пружинным компенсатором деформаций 19.

В зависимости от задач полета, состава комплекса и проводимых на борту КА экспериментов возможен конфликт интересов при решении таких задач, как, например, ориентация модулей комплекса на наблюдаемый объект на Земле или в космосе и оптимальный разворот СБ на Солнце. Подобный конфликт может быть устранен за счет получения солнечными батареями дополнительной степени свободы по отслеживанию направления на Солнце (фиг.4). Для этого необходимо соединить кольцо с модулями КА только в 2-х точках, лежащих на диаметре кольца, а узлы крепления в этих точках дополнительно снабдить приводами вращения.

Развертывание КА на орбите (фиг.5) осуществляется следующим образом: на боковые стыковочные узлы 4 базового блока 2 устанавливаются с помощью манипулятора 12 доставляемые грузовыми кораблями гермотоннели 3, во внутренних объемах которых размещаются строительные элементы кольцевого ферменного каркаса, элементы СБ 8 и других разворачиваемых конструкций.

После этого начинаются операции по сборке замкнутой ферменной конструкции 1. При этом используется либо технология ручной сборки фермы операторами из узловых и стержневых элементов со специально оборудованных передвижных рабочих мест либо, если ферма является раскладываемой, приведение конструкции фермы в полностью разложенное состояние. В предложенном варианте КА при использовании ручной сборки все рабочие зоны операторов располагаются в непосредственной близости от отбиваемых отсеков, обеспечивая этим безопасность экипажа.

После сборки ферменного каркаса 1 он вместе с подходящими к нему гермотоннелями 3 образует замкнутую силовую несущую конструкцию КА.

Дополнительное ферменное кольцо также как и основание может быть собрано с помощью специального фермо-сборочного агрегата. Конструкция прототипа (изделие "Опора") была использована в 1990 году при раскладывании солнечных батарей на борту одного из доставленных на ОКС "Мир" технологических модулей. Принцип работы аппарата посекционная сборка уложенных в контейнер ячеек фермы. При выходе из контейнера очередной секции происходит ее раскрытие до полной строительной высоты с последующей фиксацией стержней, формирующих ячейку фермы.

В отличие от прототипа аппарат для сборки кольцевых ферм должен иметь не прямолинейную, а дугообразную направляющую. Кроме того, ячейки фермы в полностью развернутом положении должны представлять сегменты собираемого ферменного кольца.

На фиг.3 показаны стадии сборки ферменного кольца и пример раскладывания одной ячейки из полностью сложенного состояния в рабочее. Фермо-сборочные агрегаты 20 устанавливаются на дальних от центра конструкции торцах радиальных ферм таким образом, чтобы направление раскладывания совпадало с касательной собираемого ферменного кольца. После этого по команде с борта осуществляется включение агрегатов 20 на раскладывание. При сборке последних ячеек фермы происходит автоматическая фиксация всех ферменных фрагментов в единую замкнутую конструкцию кольца.

Размещение разворачиваемых (складываемых протяженных конструкций СБ 8 и радиаторов СОТР 9 производится с помощью манипулятора 12 на унифицированные монтажные площадки 7, предварительно установленные на внешнем периметре ферменного кольца 1 с учетом требований по балансировке КЛА.

После их установки и подключения к бортовой кабельной сети, подстыковки разъемов СОТР осуществляется приведение конструкций в рабочее положение путем их раскрытия с помощью предусмотренных в их составе механизмов раскладывания /(складывания и ориентации солнечных батарей в направлении на Солнце с помощью приводов вращения 11.

Для уменьшения затрат на строительство КА его развертывание осуществляют на более низкой, чем рабочая орбите, т.к. при этом будут ниже расходы топлива на транспортировку с помощью грузовых кораблей входящих в состав КА элементов. После завершения развертывания КА осуществляется его перевод на более высокую рабочую орбиту с помощью собственных средств довыведения или космического буксира. С целью уменьшения нагрузок, испытываемых несущими силовыми элементами, на период проведения маневра по изменению высоты орбиты все установленные на внешнем периметре кольца протяженные конструкции приводятся в сложенное положение.

После развертывания КА и перевода его на рабочую орбиту его функционирование осуществляется следующим образом.

После стыковки с базовым блоком 2 очередного экспериментального модуля 6 или транспортного космического корабля (фиг.6) выполняется либо выгрузка (погрузка в него оборудования, либо если это модуль его перестановка с помощью манипулятора 12 с осевого стыковочного узла базового блока 4 на один из узлов 5, размещенных на гермотоннелях 3, для герметичных модулей 6, либо на верхнюю или нижнюю грань кольцевой фермы 1 для негерметичных платформ с оборудованием 10, причем из всего множества мест установки выбирается то, размещение на котором позволит обеспечить требуемое положение центра масс и моментов инерции комплекса в целом. Например, при четном количестве моделей они размещаются симметрично относительно КА, при нечетном модуль, не имеющий пары, устанавливается на один из осевых стыковочных узлов 4 базового блока. Это правило справедливо для модулей, имеющих близкие или равные массы.

После стыковки с КА автономно выводимого модуля дооснащения, имеющего в составе собственные конструкции солнечных батарей, дополнительно выполняется операция переноса СБ с помощью манипулятора 12 с такого модуля на каркас КА и их установка на унифицированные монтажные площадки 7.

При стыковке с КА многоразового орбитального корабля (фиг.6) с развитыми аэродинамическими поверхностями (типа "Space Shuttle" или "Буран" (его причаливание к осевому стыковочному узлу 13 базового блока 2 осуществляется с предварительной ориентацией продольной оси орбитального корабля по биссектрисе угла между двумя соседними гермотоннелями 3, после чего с помощью манипулятора 12 выполняется либо операция извлечения оборудования из отсека полезного груза корабля и установка его на КА, либо погрузка в отсек модулей КА для последующего их возврата на Землю.

В процессе эксплуатации в результате возмущающего воздействия работающих двигателей, проведения стыковочных и монтажных операций несущий каркас с установленными на нем элементами подвергается динамическим нагрузкам, а также радиационному воздействию солнечных лучей, микрометеоритной бомбардировке.

Образованная ферменным каркасом 1 и подкрепляющими его в радиальном направлении элементами, роль которых выполняют гермотоннели 3, силовая схема является жестким основанием для крепления на ней всех элементов КА, причем в случае потери несущих свойств ее отдельными фрагментами при длительной эксплуатации КА в условиях открытого космоса это в силу ее статической неопределенности, не приведет к потере несущей способности каркаса в целом и обеспечит высокую живучесть КА.

Для компенсации плоских и трехмерных (трехстепенных) температурных и иных деформаций может быть использован узел крепления, применяемой при размещении платформ (спутников) научного оборудования в отсеке полезного груза на борту ТКК ("Space Shuttle"; "Буран"/(фиг.7). Узел состоит из основания 21, откидываемой крышки 22 вкладыша 23, сопрягаемого с крышкой 22 и основанием 21 по сферической поверхности. Кроме того, узел может иметь стопорные болты 24 для фиксации горизонтальных перемещений по направляющей 25, являющейся частью корпуса. После размещения силовых цапф 26 внутри конструкции узла откидываемая крышка 22, вращаясь вокруг оси 27, приводится в транспортное положение и фиксируется болтом 28.

Таким образом, крепление каждого гермотоннеля к кольцу может быть осуществлено с помощью подобного узла. При возникновении взаимных деформаций между ферменными кольцом и гермотоннелями цапфа 26 скользит и вращается внутри вкладыша 23, а основание узла 21 перемещается по направляющей 25, компенсируя деформации. Перекосы компенсируются благодаря наличию сферической поверхности контакта между 21, 22 и 23. Длина цапфы выбирается исходя из максимальных расчетных взаимных деформаций дополнительно на цапфе может быть установлена стопорная гайка 29.

При изменении высоты орбиты, сообщении КА второй космической скорости или торможения при подлете к другой планете для перехода на ее круговую орбиту в межпланетных полетах все протяженные элементы конструкций, размещенные на внешней грани кольца, приводятся в сложенное положение.

Для создания искусственной гравитации в длительных межпланетных полетах, обеспечения максимальной оснащенности СБ или для разворачивания в радиальном направлении протяженных конструкций, установленных на внешней грани кольца, осуществляют незначительную закрутку КА вокруг собственной оси в направлении на Солнце.

В КА согласно изобретению использованы в качестве составных такие уже применяемые в пилотируемой космонавтике технические решения и устройства, как манипулятор ТКК "Буран" ("Space Shuttle"), базовый блок (ОКС "Мир"), модули дооснащения и сменные модули (модули "Квант", "Кристалл" и др.), транспортный космический корабль ("Буран", "Space Shuttle", "Союз-Т"), разворачиваемые на орбите элементы СБ (агрегат раскладывания (складывания манипулятора СБ модуля "Кристалл" станции "Мир"), а также успешно прошедшая отработку в условиях гидроневесомости технология ручной сборки фермы операторами, что заявляет говорить о возможности реализации предполагаемого изобретения уже в ближайшем будущем.

Изобретение относится к космическим аппаратам и может быть использовано в конструкции межпланетных кораблей и орбитальных станций, сборка которых осуществляется из отдельных блоков на орбите. КА снабжен ферменной конструкцией 1, выполненной в виде замкнутого кольцевого каркаса, и содержит размещенный в ее центре базовый блок 2, продольная ось которого перпендикулярна плоскости кольца, причем блок 2 соединен с каркасом в радиальном направлении с помощью гермотоннелей 3, у которых ближние к центру торцы примыкают к боковым стыковочным узлам 4 базового блока, а дальние - через скользящие шарниры - к внутреннему периметру кольца. На боковой поверхности гермотоннелей 3 с двух сторон перпендикулярно плоскости кольца установлены стыковочные узлы 5, являющиеся основанием для размещения на них сменных (экспериментальных и дооснащающих) модулей 6. На внешнем периметре кольца с помощью унифицированных монтажных площадок 7 крепятся протяженные разворачиваемые в радиальном направлении конструкции: солнечных батарей 8, радиаторов 9 и др., а на боковых гранях - герметичные платформы 10 с оборудованием. Монтажные площадки 7, предназначенные для установки солнечных батарей 8, дополнительно снабжен приводами вращения 11, с помощью которых обеспечиваются повороты батарей относительно продольной оси. На базовом блоке установлено продольной оси. На базовом блоке установлен манипулятор 12. На торцах базового блока имеются осевые стыковочные узлы 13, предназначенные для причаливания других КА. Для обеспечения требуемых управляемых моментов двигательные установки 14 системы ориентации КА размещены на боковой поверхности гермотоннелей 3, вблизи торцев, примыкающих к кольцевой ферме 1. 4 з.п. ф-лы,7 ил.

1. Космический аппарат, содержащий экспериментальные модули, охватывающий модули кольцеобразный ферменный каркас с элементами крепления модулей с его внутренней грани, соединенные с наружной гранью каркаса солнечные батареи и радиаторы системы обеспечения теплового режима, а также двигатели системы ориентации, отличающийся тем, что содержит модуль, размещенный в центре кольца каркаса, при этом по меньшей мере некоторые экспериментальные модули соединены с указанным модулем одними своими торцами при помощи стыковочных узлов, а другими торцами с внутренней гранью каркаса, солнечные батареи и радиаторы системы обеспечения теплового режима размещены в плоскости кольца каркаса, а двигатели системы ориентации установлены на боковых поверхностях экспериментальных модулей вблизи их торцов, соединенных с каркасом. 2. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что он снабжен дополнительным кольцеобразным ферменным каркасом, соединенным при помощи радиальных ферменных силовых элементов с ферменным каркасом, охватывающим модули, при этом солнечные батареи соединены своими внешними концами с внутренней гранью дополнительного каркаса. 3. Аппарат по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что солнечные батареи соединены концами с соответствующими ферменными каркасами с возможностью поворота вокруг осей, проходящих через места указанных соединений и снабжены приводами поворота вокруг этих осей. 4. Аппарат по любому из пп. 1 3, отличающийся тем, что по меньшей мере один из экспериментальных модулей расположен перпендикулярно плоскости кольца каркаса и закреплен при помощи стыковочного узла на боковой поверхности экспериментального модуля, соединенного с внутренней гранью каркаса. 5. Аппарат по любому из пп. 1 4, отличающийся тем, что кольцеобразный каркас соединен с экспериментальными модулями по его диаметру и снабжен приводом поворота относительно этих модулей вокруг оси, совпадающей с указанным диаметром.