Изобретение относится к космической технике, преимущественно к долговременным пилотируемым орбитальным станциям.
Известны пилотируемые орбитальные станции, состоящие из двух частей, соединенных длинными гибкими элементами, использующие вращение вокруг своего центра масс для создания искусственной тяжести в обитаемых отсеках за счет действия центробежных сил.
В проекте К.Э. Циолковского 1895 года (Циолковский К.Э. Греза о земле и небе. М. Из-во АН СССР, 1959, с. 59-62) описан пустой металлический шар с экипажем внутри, связанный длинными крепкими цепями с довольно значительной массой, ненамного превышающей массу самого шара, причем вся эта система движется по орбите вокруг астероида и вращается вокруг своего центра масс. При скорости шара 50 м/с и длине цепей 500 м, т.е. при угловой скорости собственного вращения системы около 0,2 рад/с в шаре за счет центробежных сил развивается тяжесть, равная земной. Изменением скорости вращения можно уменьшать или увеличивать скорость искусственной тяжести. К.Э. Циолковский описал воображаемые субъективные ощущения человека и некоторые физические явления в условиях такой искусственной тяжести.
В проекте Ю.В. Кондратюка 1929 года (Ляпунов Е.В. Станция вне Земли, М. Воениздат, 1963, с. 140) описана обитаемая база, движущаяся по орбите вокруг Луны, состоящая из четырех жилых помещений, расположенных по вершинам тетраэдра и соединенных между собой алюминиевыми фермами. С целью создания искусственной тяжести эта база соединена тросом длиной в несколько десятков метров с противовесом и эта система приведена в состояние вращения вокруг своего центра масс.
В проекте Г. Оберта 1923 года (Ляпунов Б.В. Станция вне Земли, М. Воениздат, 1963, с. 114-118) описана станция спутник Земли, состоящая из двух кабин, соединенных проволочным канатом и вращающихся одна относительно другой.
Известны аналогичные проекты и более позднего периода.
Создание искусственной тяжести путем вращения с угловой скоростью порядка 0,1 1,0 рад/с вокруг общего центра масс двух частей орбитальной станции, соединенных тросом длиной в десятки или сотни метров, сопряжено с побочными явлениями, в том числе медико-биологического характера, вызванными действием кориолисовых сил.
Кроме того, непрерывное вращение орбитальной станции усложняет или делает невозможным выполнение многих технических операций и научных исследований (ориентация станции относительно Солнца, поддержание и коррекция орбиты, стыковки и расстыковки космических аппаратов, наблюдения поверхности Земли и т. п. ). Периодические остановки вращения станции для выполнения таких действий и возобновления ее вращения потребовали бы больших расходов топлива или электроэнергии, а также создали бы значительные неудобства для экипажа.
Известны космические станции, содержащие блоки, отнесенные от основной части станции на длинных гибких элементах.
В проекте (Эрике К. Будущее космической индустрии. М. Машиностроение, 1979) описано космическое поселение, содержащее жилые помещения, сельскохозяйственные и производственные секции, с отнесенной на длинном тросе ядерной энергоустановкой.
В проекте Г. Ноордунга (Ляпунов Б.В. Станция вне Земли, М. Воениздат, 1963, с. 118-121; Бубнов И.Н. Каманин Л.Н. Обитаемые космические станции - М. Воениздат, 1964, с. 165 166) описана станция, состоящая из трех частей: вращающегося жилого помещения тороидальной формы, связанной с ним кабелем солнечной энергоустановки и соединенной с ним гибким трубопроводом обсерватории.
Известны пилотируемые орбитальные станции, содержащие отводимый от основной части станции на тросе или гибком трубопроводе астробуксир, предназначенный для захвата и подтягивания к станции стыкуемого космического аппарата (Бубнов И.Н. Каманин Л.Н. Обитаемые космические станции М. Воениздат, 1964, с. 39; Беляков И.Т. Борисов Ю.Д. Основы космической технологии М. Машиностроение, 1980, с. 105 106).
Каждая из известных орбитальных станций, состоящих из нескольких частей, соединенных длинными гибкими элементами, позволяет реализовать, как правило, только одно направление практического применения орбитальных тросовых систем и особенности конструкции перечисленных выше орбитальных станций не позволяют реализовать одновременно большое число тех возможностей, которые принципиально могут быть реализованы с применением орбитальных тросовых систем.
Кроме того, в рассмотренных выше орбитальных станциях соседние части станции соединены между собой, как правило, только одним тросом или кабелем. При этом кабель совмещает функции и грузонесущего и токопроводящего элемента. Это существенно затрудняет ремонт и замену этих тросов, кабелей и связанных с ними устройств, а также делает практически невозможным восстановление работоспособности станции в случае обрыва троса или кабеля, например, при его перебитии метеорным телом, в случае короткого замыкания кабеля и т.п.
В рассмотренных выше орбитальных станциях также предполагалось, что устройства накопления и выпускания тросов и кабелей либо отсутствуют, либо могут размешаться внутри обитаемых отсеков станции или на ее внешних элементах. Это может усложнить выполнение операций, связанных с необходимостью изменения длин тросов и кабелей, уменьшить безопасность экипажа станции или потребовать выполнения экипажем сложных монтажных и ремонтных работ в открытом космосе.
Наиболее близким аналогом настоящего изобретения является долговременный пилотируемый орбитальный тросовый комплекс, содержащий две модульные орбитальные станции с базовыми блоками и пристыковываемыми космическими аппаратами, соединенные несколькими тросами, и буксируемый космический аппарат, соединенный привязным тросом с одной из орбитальный станций (Bekey I. Tethers open new space options // Astron. Aeron. -1983, V. 21, N 4, -PP. 32-40). Эта тросовая система состоит из двух модульных платформ, составленных из пустых топливных баков и соединенных между собой несколькими тросами длиной 10 20 км. Верхняя платформа предназначена для проведения астрофизических исследований, а нижняя платформа для наблюдений Земли, а также для причаливания орбитальных кораблей. От верхней платформы на тросе отводится космический аппарат, предназначенный для выведения на высшие орбиты полезных грузов.
Известный тросовый комплекс имеет хотя и в меньшей мере, чем другие - ограниченные функционально-эксплуатационные возможности.
Техническим результатом настоящего изобретения является обеспечения возможности выполнения в условиях полета по околоземной орбите следующих операций и научных исследований:
длительные исследования и эксперименты одновременно на нескольких высотах с перепадом в десятки и сотни километров, а также в верхних атмосферы,
исследования, наблюдения и эксперименты в космосе с использованием значительно разнесенных измерительных и активных устройств с интерферометрической базой в десятки и сотни километров,
наблюдения поверхности и атмосферы Земли с использованием фото- и радиолокационной аппаратуры, буксируемой на тросе на низких высотах,
работа экипажа, выполнение исследований и экспериментов в условиях искусственной тяжести с уровнем до десятых долей земной тяжести,
одновременная независимая или совместная работа двух экипажей на разных высотах с обеспечением между ними информационной и энергетической связи,
спуск с орбиты и возвращение на Землю модулей, кораблей, спутников, полезных нагрузок и отходов после их отделение комплекса без затрат топлива или с уменьшенными затратами топлива,
перевод на другие орбиты модулей, кораблей, спутников, полезных нагрузок и отходов после их отделения от комплекса без затрат топлива или с уменьшенными затратами топлива,
выведение стыкуемых космических аппаратов на орбиту, их сближение и стыковка с комплексом с уменьшенными затратами топлива,
возвращение с других орбит на комплекс модулей, кораблей, спутников, полезных нагрузок, отходов без затрат топлива или с уменьшенными затратами топлива,
электродинамическое поддержание, повышение или коррекция орбиты комплекса без затрат топлива за счет взаимодействия электрического тока в кабелях с магнитным полем Земли,
электродинамическое получение электроэнергии на борту комплекса за счет взаимодействия кабелей с магнитным полем Земли,
другие исследования, эксперименты и технические операции требующие применения в космосе длинномерных тросов и кабелей.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном тросовом комплексе один из тросов выполнен главным силовым, а остальные - регулировочными, каждая орбитальная станция содержит агрегатно-монтажный модуль, пристыкованный к базовому блоку, первый агрегатно-монтажный модуль снабжен главным лебедочным механизмом для выпускания и стягивания главного силового троса, который намотан с одного конца на барабан главного лебедочного механизма, а с другого конца закреплен на втором агрегатно-монтажном модуле, второй агрегатно-монтажный модуль снабжен регулировочным лебедочным механизмом для выпускания и втягивания регулировочных тросов, причем регулировочные тросы с одних концов намотаны на барабаны регулировочного лебедочного механизма, а другими концами закреплены на первом агрегатно-монтажном модуле.
Кроме того, преимущественно комплекс содержит длинномерные электрические кабели, а агрегатно-монтажные модули содержат ферментные конструкции, на которых выполнены стыковочные узлы, электрические плазменные контакторы и кабельные лебедочные механизмы для выпускания и втягивания намотанных на барабаны длинномерных кабелей, причем концы каждого кабеля намотаны на барабаны кабельных лебедочных механизмов, выполненных на ферментных конструкциях противоположных агрегатно-монтажных модулей и электрически соединены с контакторами.
В предпочтительном варианте по меньшей мере одна орбитальная станция содержит причальный модуль, пристыкованный к базовому блоку, и привязной стыковочный модуль, соединенный с причальным модулем привязным тросом, внутри причального модуля размещен причальный лебедочный механизм для выпускания и втягивания намотанного с одного конца на барабан привязного троса, другой конец привязного троса закреплен на привязном стыковочном модуле, к привязному стыковочному модулю пристыкован буксируемый космический аппарат, снаружи причального модуля выполнен механизм перестыковки космических аппаратов с привязного стыковочного модуля на базовый блок и обратно.
На чертеже изображен общий вид комплекса.
Долговременный пилотируемый орбитальный тросовый комплекс состоит из двух орбитальных станций модульного типа нижней станции 1 и верхней станции 2, соединенных главным силовым тросом 3, регулировочными тросами 4 и кабелями 5. Орбитальные станции 1 и 2 состоят соответственно из базовых блоков 6 и 7 и пристыкованных к ним сменяемых космических аппаратов 8 и 9, агрегатно-монтажных модулей 10 и 11, причальных модулей 12 и 13. Причальные модули 12 и 13 соединены привязными тросами 14 и 15 с привязными стыковочными модулями 16 и 17, к которым пристыкованы буксируемые космические аппараты 18 и 19. Внутри агрегатно-монтажных модулей 10 и 11 имеются главный лебедочный механизм 20 и регулировочный лебедочный механизм 21 для выпускания и втягивания намотанных на барабанах главного троса 3 и регулировочных тросов 4. Внутри причальных модулей 12 и 13 имеются причальные лебедочные механизмы 22 и 23 для выпускания и втягивания намотанных на барабанах привязных тросов 14 и 15. Агрегатно-монтажные модули 10 и 11 содержат ферменные конструкции 24 и 25, на которых имеются кабельные лебедочные механизмы 26 и 27 для выпускания и втягивания намотанных на барабанах кабелей 5, электрические контакторы 28 и 29 и стыковочные узлы 30 и 31. На причальных модулях 12 и 13 имеются механизмы перестыковки 32 и 33.
Работа долговременного пилотируемого орбитального тросового комплекса заключается в следующем.
Комплекс развертывается на околоземной околокруговой орбите путем выполнения следующих операций:
Выведение на орбиту и стыковка друг с другом базовых блоков 6 и 7, сменяемых космических аппаратов 8 и 9, агрегатно-монтажных модулей 10 и 11, причальных модулей 12 и 13, буксируемых космических аппаратов 18 и 19.
Доставка на комплекс экипажей, оборудования, грузов, топлива и т.п.
Сборка ферменных конструкций 24 и 25, монтаж на них кабельных лебедочных механизмов 26 и 27, электрических плазменных контакторов 28 и 29, стыковочных узлов 30 и 31 и другие монтажно-сборочные работы, выполняемые экипажем при выходах в открытый космос.
разведение орбитальных станций 1 и 2 путем управляемого выпускания главного троса 3, регулировочных тросов 4 и кабелей 5 соответственно главным лебедочным механизмом 20, регулировочным лебедочным механизмом 21 и кабельными лебедочными механизмами 26 и 27.
Последовательность выполнения указанных выше операций по развертыванию комплекса на орбите может быть различной. Например, сменяемые космические аппараты 8 и 9, причальные модули 12 и 13 и привязные стыковочные модули 16 и 17 могут пристыковываться к базовым блокам 6 и 7 как до, так и после разведения орбитальных станций 1 и 2, как до, так и после монтажа ферменных конструкций 25 и 24.
Развернутый комплекс движется по околоземной околокруговой орбите в устойчивом вертикальном положении, поддерживаемом естественным путем за счет действия гравитационно-центробежного градиента. В этом положении орбитальные станции 1 и 2 расположены одна над другой, а соединяющие их главный трос 3, регулировочные тросы 4 и кабели 5 натянуты.
Длины главного троса 3, регулировочных тросов 4 и кабелей 5 и силы их натяжения изменяются путем их выпускания и втягивания соответственно главным лебедочным механизмом 20, регулировочным лебедочным механизмом 21 и кабельными лебедочными механизмами 26 и 27. Главный трос 3 обычно находится в зафиксированном состоянии и несет основную нагрузку, его выпускание и втягивание осуществляется только при разведении или сближении орбитальных станций 1 и 2. Регулировочные тросы 4 при их регулируемом выпускании и втягивании осуществляют частичную или полную разгрузку главного троса 3, стабилизацию его силы натяжения, гашение продольных и поперечных колебаний комплексов. При повреждении, разрушении или замене главного троса 3 регулировочные тросы 4 несут полную нагрузку до восстановления или замены главного троса 3. Кабели 5 не несут нагрузок, поддерживается только их небольшое натяжение, обеспечивающее отсутствие провисания и галения поперечных колебаний. Привязные тросы 14 и 15 обычно полностью втянутые в причальные модули 12 и 13 и выпускаются и втягиваются причальными лебедочными механизмами 22 и 23 для отведения и приведения привязных стыковочных модулей 16 и 17 при выполнении стыковок, орбитальных маневров, исследований верхних слоев атмосферы и других операций.
В рамках развернутого комплекса выполняются исследования и эксперименты одновременно на обеих орбитальных станциях 1 и 2, а также одновременно на орбитальных станциях 1 и 2 и буксируемых космических аппаратах 18 и 19 при выпущенных привязных тросах 14 и 15. При этом с помощью приборов и датчиков размещаемых на орбитальных станциях 1 и 2 и буксируемых космических аппаратах 18 и 19, выполняются:
тонкие радиоисследования Солнца и планет, исследования космических и земных радиоизлучений, измерения орбит космических объектов с использованием больших интерферометрических баз, исследований ионосферы, гравитационного и магнитного полей Земли, метеорных потоков с синхронным разрезом по высоте,
активное изучение околоземного пространства, в частности, динамики ионосферной плазмы, например, путем создания ионного облака на буксируемом космическом аппарате 18 при одновременных измерениях на буксируемом космическом аппарате 19.
другие исследования и эксперименты, требующие значительного разнесения приборов и датчиков по высоте.
Буксируемый космический аппарат 18 с научной аппаратурой опускается на привязном тросе 14 на очень низкие высоты, вплоть до верхних атмосферы. При этом выполняются:
исследования верхних слоев атмосферы с помощью длительно функционирующего буксируемого исследовательского зонда,
эксперименты по гиперзвуковому обтеканию буксируемых аэродинамических моделей,
низковысотная фотосъемка и радиолокационные исследования атмосферы и поверхности Земли буксируемой аппаратурой,
другие исследования и эксперименты на низких высотах и в верхних слоях атмосферы с использованием буксируемой аппаратуры.
Экипажи нижней орбитальной станции 1 и верхней орбитальной станции 2 живут и выполняют основные работы в базовых блоках 6 и 7, иногда переходя через стыковочные узлы в сменяемые космические аппараты 8 и 9 для выполнения исследовательских и обслуживающих операций. Экипажи также выходят в открытый космос для выполнения монтажно-сборочных и исследовательских операций. Информационная связь между экипажами орбитальных станций 1 и 2 осуществляется по радиолинии или по кабелям 5. По кабелям 5 осуществляется также передача электроэнергии между орбитальными станциями 1 и 2.
Под действием гравитационно-центробежных сил на орбитальных станциях 1 и 2 возникает искусственная тяжесть, которая достигает величин 0,015g при расстоянии между орбитальными станциями 1 и 2 100 км и 0,15 g при расстоянии 1000 км. Экипажи орбитальных станций 1 и 2 постоянно живут и работают в условиях этой искусственной тяжести, что улучшает их комфортность. При выпущенном привязном тросе 14 или 15 соответственно на привязном стыковочном модуле 16 или 17 и буксируемом космическом аппарате 18 или 119 возникает более интенсивная искусственная тяжесть, чем на орбитальных станциях 11 и 2. При расстоянии между орбитальными станциями 11 и 2 1000 км и длине привязного троса 14 или 15 1000 км искусственная тяжесть на буксируемом космическом аппарате 18 или 119 достигает половины земной тяжести. В условиях такой искусственной тяжести выполняются медицинские, биологические, материаловедческие и другие эксперименты, требующие отсутствия невесомости. Кроме того, осуществляется перемещение топлива и других жидкостей между емкостями путем их естественного перелива под действием искусственной тяжести.
В орбитальном полете развернутого комплекса нижняя орбитальная станция 1 имеет недостаток, а верхняя орбитальная станция 2 избыток орбитальной скорости по сравнению с той, какую имел бы свободный космический аппарат на круговой орбите той же высоты. Поэтому какой-либо объект (модуль, корабль, контейнер и т. п. ) отделенный от нижней орбитальной станции 1 или от верхней орбитальной станции 2, перейдет на эллиптическую орбиту, соответственно, с уменьшенной высотой в перигее или с увеличенной высотой в апогее. Величина соответствующего изменения высоты орбиты составит около трех расстояний между орбитальными станциями 1 и 2, т.е. десятки и сотни километров. За счет использования этого эффекта осуществляется перевод на другие (высшие и низшие) орбиты, а также спуск на землю модулей, кораблей, спутников, полезных нагрузок, отходов и т.п. путем их простого отделения (отстыковки, отбрасывания) от нижней орбитальной станции 1 или от верхней орбитальной станции 2 без затрат топлива или с уменьшенными затратами топлива.
Для перевода какого-либо объекта, например, сменяемого космического аппарата 8 или объекта, пристыкованного к стыковочному узлу 30, на низшую орбиту или для его спуска на Землю этот объект отделяется от нижней орбитальной станции 1 и за счет недостатка орбитальной скорости переходит на новую орбиту, высота которой в апогее равна высоте орбиты нижней орбитальной станции 1, а высота в перигее ниже ее на три расстояния между орбитальными станциями 1 и 2. Затем этот объект длительное время движется по новой орбите или за счет аэродинамического торможения входит в плотные слои атмосферы и прекращают свое существование либо спускается на Землю в заданном районе. Для перевода на высшую орбиту объект отделяется от верхней орбитальной станции 2 и за счет избытка орбитальной скорости переходит на новую орбиту, высота которой в перигее равна высоте орбиты верхней орбитальной станции 2, а высота в апогее выше ее на три расстояния между орбитальными станциями 1 и 2. При необходимости осуществляется дополнительная коррекция новой орбиты этого объекта, при этом затраты топлива будут значительно меньше, чем при обычных межорбитальных маневрах.
Для объектов, отделяемых от привязных стыковочных модулей 16 и 17 при выпущенных привязных тросах 14 и 15, величина соответствующего изменения орбиты будет еще больше, чем при отделении объектов от орбитальных станций 1 и 2. Эта величина равна примерно шести расстояниям от привязного стыковочного модуля 16 или 17 до центра масс комплекса, т.е. могут достигать тысяч километров. За счет этого эффекта осуществляется перевод на значительно более высокие или более низкие орбиты, а также быстрый спуск на Землю модулей, кораблей, спутников, полезных нагрузок, отходов и т.п. путем отведения вместе с привязным стыковочным модулем 16 на привязном тросе 14 от нижней орбитальной станции 1 или вместе с привязным стыковочным модулем 17 на привязном тросе 15 от верхней орбитальной станции 2 с последующим отделением (отстыковкой) этих объектов от привязного стыковочного модуля 16 или 17.
Для перевода на значительно более низкую орбиту какого-либо объекта, например, буксируемого космического аппарата 18, а также для быстрого спуска на Землю этот объект, соединенный (состыкованный) с привязным стыковочным модулем 16, отводится вместе с ним на привязном тросе 14, выпускаемом причальным лебедочным механизмом 22, отстыковывается от привязного стыковочного модуля 16 за счет недостатка орбитальной скорости переходит на новую орбиту, высота которой в апогее равна высоте орбиты отведенного привязного стыковочного модуля 16, а высота в перигее ниже ее на шесть расстояний до центра масс комплекса. Поскольку высота новой орбиты в перигее сказывается, как правило, меньше радиуса Земли, этот объект очень быстро, в течение полупериода обращения падает на Землю. Для перевода на значительно более высокую орбиту какого-либо объекта, например, буксируемого космического аппарата 19, этот объект, соединенный (состыкованный) с привязным стыковочным модулем 17, отводится вместе с ним на привязном тросе 15, выпускаемом причальным лебедочным механизмом 23, отделяется от привязного стыковочного модуля 17 и за счет избытка орбитальной скорости переходит на новую орбиту, высота которой в перигее равна высоте орбиты отведенного привязного стыковочного модуля 17, а высота в апогее ниже ее на шесть расстояний до центра масс комплекса. После отстыковки объекта от привязного стыковочного модуля 16 или 117 этот модуль вновь подтягивается к орбитальной станции 1 или 2 путем втягивания привязного троса 14 причальным лебедочным механизмом 22 или 23. Аналогичные операции могут быть осуществлены со сменяемыми космическими аппаратами 8 или 9, которые предварительно с помощью механизма перестыковки соответственно 32 или 33 перестыковываются с базового блока 6 или 7 на привязной стыковочный модуль 16 или 17 в качестве буксируемого космического аппарата 18 или 19. При необходимости осуществляется дополнительная коррекция новой орбиты этого объекта, при этом затраты топлива будут значительно ниже, чем при обычных межорбитальных маневрах.
При осуществлении стыковок различных объектов (модулей, кораблей и т.п.) с нижней орбитальной станцией 1 или верхней орбитальной станции 2 для обеспечения нулевой встречной скорости необходимо, чтобы стыкуемый космический аппарат двигался по орбите, не совпадающей с орбитой орбитальной станции 1 или 2. Поскольку нижняя орбитальная станция 1 имеет недостаток орбитальной скорости, стыкуемый к ней объект, например, сменяемый косметический аппарат 8 или объект, пристыкованный к стыковочному узлу 30, должен двигаться по орбите с уменьшенным перигеем. Поскольку верхняя орбитальная станция 2 имеет избыток орбитальной скорости, стыкуемый к ней объект, например, сменяемый космический аппарат 8 или объект, пристыкованный к стыковочному узлу 30, должен двигаться по орбите с уменьшенным перигеем. Поскольку верхняя орбитальная станция 2 имеет избыток орбитальной скорости, стыкуемый к ней объект, например, сменяемый косметический аппарат 9 или объект, пристыкованный к стыковочному узлу 31, должен двигаться по орбите с увеличенным апогеем. За счет этого эффекта осуществляются стыковки различных объектов к орбитальным станциям 1 и 2 с уменьшенными затратами топлива на межорбитальные маневры и сближение, а также на выведение с Земли на промежуточную орбиту.
Для стыковки выводимого с Земли объекта с нижней орбитальной станцией 1 этот объект выводится на орбиту, высота которой в апогее равна высоте орбиты нижней орбитальной станции 1, а высота в перигее ниже ее на 3 расстояния между орбитальными станциями 1 и 2. Для стыковки с нижней орбитальной станцией 1 объекта, движущегося по низшей орбите, этот объект переводится на новую орбиту с указанными выше параметрами. Стыковка осуществляется в точке апогея объекта с нулевой скоростью встречи с нижней орбитальной станции 1 к базовому блоку 6 в качестве сменяемого космического аппарата 8 или к стыковочному узлу 30. Для стыковки с верхней орбитальной станцией 2 объекта, движущегося по высшей орбите, этот объект переводится на орбиту, высота которой в перигее равна высоте орбиты верхней орбитальной станции 2, а высота в апогее выше ее на 3 расстояния между орбитальными станциями. Стыковка осуществляется в точке перигея объекта с нулевой скоростью встречи с верхней орбитальной станцией 2 к базовому блоку 7 в качестве меняемого косметического аппарата 9 или к стыковочному узлу 31. Затраты топлива при таких операциях меньше, чем при выполнении обычных операций выведения на орбиту, сближения и стыковки.
При осуществлении стыковок различных объектов (модулей, кораблей и т.п.) с привязными стыковочными модулями 16 и 17 при выпущенных привязных тросах 14 и 15 на нулевой встречной скорости величина соответствующего увеличения перигея или уменьшения апогея стыкуемого объекта должна быть еще больше, чем при его стыковках с орбитальными станциями 1 и 2. За счет этого эффекта осуществляются стыковки различных объектов к орбитальным станциям 1 и 2 с существенно меньшими затратами топлива на межорбитальные маневры и сближение, а также на выведение с Земли на промежуточную орбиту.
Для стыковки выводимого с Земли объекта с нижней орбитальной станцией 1 привязаной стыковочный модуль 18 отводится на привязном тросе 14, выпускаемом причальным лебедочным механизмом 22, стыкуемый объект выводится с Земли на орбиту, высота которой в апогее равна высоте орбиты отведенного привязного стыковочного модуля 16 а высота в перигее ниже ее на 6 расстояний от привязного стыковочного модуля 16 до центра масс комплекса. Стыковка осуществляется в точке апогея объекта с нулевой скоростью встречи с привязным стыковочным модулем 16, после чего привязной стыковочный модуль 16 вместе с пристыкованным в качестве буксируемого космического аппарата 18 объектом подтягивается к нижней орбитальной станции 1 на привязном тросе 14, втягиваемом причальным лебедочным механизмом 22, и перестыковывается на базовый блок 6 с помощью механизма перестыковки 32. Аналогично осуществляется стыковка с нижней орбитальной станцией 1 объекта, находящегося на низшей орбите. Для стыковки с верхней орбитальной станцией 2 объекта, находящегося на высшей орбите, привязной стыковочный модуль 17 отводится на привязном тросе 15, выпускаемом причальным лебедочным механизмом 23, объект со своей орбиты переводится в орбиту, высота которой в перигее равна высоте орбиты отведенного привязного стыковочного модуля 17, а высота в апогее выше ее на 6 расстояний от привзяного стыковочного модуля 17 до центра масс комплекса. Стыковка осуществляется в точке перегея объекта с нулевой скоростью встречи с привязным стыковочным модулем 17, после чего привязной стыковочный модуль 17 вместе с пристыкованным в качестве буксируемого косметического аппарата 19 объектом подтягивается к верхней орбитальной станции 2 на привязном тросе 15, втягиваемом причальным лебедочным механизмом 23, и перестыковывается на базовый блок 7 в качестве сменяемого косметического аппарата 9 с помощью механизма перестыковки 33.
При движении развернутого комплекса в магнитном поле Земли между концами кабелей 5 возникает естественная разность потенциалов, достигающая величин около 200 B на километр длины кабелей 5. При сборе или сборе электрических зарядов с концом кабелей 5 в ионосферную плазму с помощью электрических контактов 28 и 29 по кабелям 5 течет электрический ток, взаимодействия которого с магнитным полем Земли приводит к торможению орбитального движения комплекса амперовыми силами. При создании, например, с помощью бортового электрогенератора на концах кабелей 5 искусственной разности потенциалов, противоположной по направлению естественной разности потенциалов и превышающей ее по величине, по кабелям 5 течет обратный электрический ток, взаимодействие которого с магнитным полем Земли приводит к ускорению орбитального движения комплекса амперовыми силами. При пропускании в кабелях 5 переменного электрического тока происходит излучение электромагнитных волн. За счет этих эффектов осуществляется получение электроэнергии на борту комплекса, электродинамическое поддержание или повышение орбиты комплекса, эффективное излучение радио волн. В качестве бортовых электрогенераторов могут быть использованы, например, энергетические модули, пристыкованные к стыковочным узлам 30 и 31.
Для получения электроэнергии на борту комплекса электрические контакторы 28 и 29 осуществляют на концах кабелей 5 сбор или сброс в ионосферную плазму электрических зарядов, накапливающихся за счет взаимодействия кабелей 5 с магнитным полем Земли. Генерируемый при этом в кабелях 5 электрический ток используется, например, для зарядки аккумуляторов или утилизуется другим способом. При этом орбита комплекса снижается за счет его торможения амперовыми силами. Для электродинамического поддержания или повышения орбиты комплекса с помощью, например, бортовых электрогенераторов создается обратная разность потенциалов между концами кабелей 5, а электрические контакторы 28 и 29 осуществляют сбор или сброс в ионосферную плазму электрических зарядов. При этом в кабеля 6 генерируется обратный электрический ток и за счет ускорения амперовыми силами орбиты комплекса повышается. Для излучения радиоволн с помощью, например, бортовых электрогенераторов и электрических контакторов 28 и 29 в кабелях 5 генерируется переменный электрический ток; таким способом может осуществляться, например, глобальная радиосвязь в низкочастотных диапазонах.
Использование: изобретение относится к космической технике, преимущественно к долговременным пилотируемым орбитальным станциям. Сущность изобретения: тросовый комплекс содержит две модульные орбитальные станции с базовыми блоками и пристыковываемыми космическими аппаратами, соединенные несколькими тросами, и буксируемый космический аппарат, соединенный привязным тросом с одной из орбитальных станций, при этом один из тросов выполнен главным силовым, а остальные - регулировочными. Каждая орбитальная станция содержит агрегатно-монтажный модуль (АММ), пристыкованный к базовому блоку; первый АММ снабжен главным лебедочным механизмом (ЛМ) для выпускания и втягивания главного троса, главный тром намотан с одного конца на барабане главного ЛМ, другой конец главного троса закреплен на втором АММ, который снабжен регулировочным ЛМ для выпускания и втягивания регулировочных тросов, регулировочные тросы с одних концом намотаны на барабанах регулировочного ЛМ, а другие их концы закреплены на первом АММ. Комплекс включает в себя также длинномерные электрические кабели, а АММ содержат ферменные конструкции, на которых имеются кабельные ЛМ для выпускания и втягивания намотанных на барабанах длинномерных кабелей. На ферменных конструкциях имеются электрические плазменные контакторы, с которыми электрически соединены концы кабелей, и стыковочные узлы. Длинномерные кабели предназначены для пропускания по ним электрического тока с целью электродинамического поддержания, повышения и коррекции орбиты комплекса, электродинамического получения электроэнергии, излучения радиоволн и других операций, требующих применения длинномерных токопроводов. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
| Bekey I., Tethers open new Space options// Astronaut | |||
| Гребенчатая передача | 1916 |
|
SU1983A1 |
| Выбрасывающий ячеистый аппарат для рядовых сеялок | 1922 |
|
SU21A1 |
| Способ образования коричневых окрасок на волокне из кашу кубической и подобных производных кашевого ряда | 1922 |
|
SU32A1 |
