RU2494019C1 - Method of making up spacecraft and spacecraft - Google Patents
Method of making up spacecraft and spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2494019C1 RU2494019C1 RU2012119728/11A RU2012119728A RU2494019C1 RU 2494019 C1 RU2494019 C1 RU 2494019C1 RU 2012119728/11 A RU2012119728/11 A RU 2012119728/11A RU 2012119728 A RU2012119728 A RU 2012119728A RU 2494019 C1 RU2494019 C1 RU 2494019C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- units
- docking
- spacecraft
- booster
- unit
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть применено для реализации программы освоения дальнего космического пространства без использования ракет-носителей сверхтяжелого класса.The invention relates to space technology and can be used to implement a program for the development of outer space without the use of super-heavy carrier rockets.
Известны способ и устройство космического корабля, последовательно формируемого на опорной орбите из 3-х специализированных модулей (7К, - 9К и 11К, запускаемых ракетой-носителем Р-7), использованные в проекте комплекса «Союз» для пилотируемого облета Луны.The known method and device of a spacecraft sequentially formed in a reference orbit of 3 specialized modules (7K, - 9K and 11K launched by the R-7 launch vehicle), used in the Soyuz complex project for a manned moon flight.
Недостатком известного способа и устройства является его ограниченность в части возможности наращивания дополнительных запасов топлива из-за тандемной схемы стыковки модулей.A disadvantage of the known method and device is its limitedness in terms of the possibility of increasing additional fuel reserves due to the tandem module docking scheme.
Ближайшим аналогом предлагаемого технического решения является орбитальный комплекс «Мир» в составе базового блока и пяти исследовательских модулей, стыкуемых на рабочей орбите на специальном переходном отсеке базового блока, оснащенном пятью жестко закрепленными стыковочными агрегатами: одним - соосным с продольной осью базового блока и четырьмя - развернутыми перпендикулярно продольной оси базового блока.The closest analogue of the proposed technical solution is the Mir orbital complex consisting of a base unit and five research modules docked in a working orbit in a special transition compartment of the base unit equipped with five rigidly attached docking units: one coaxial with the longitudinal axis of the base unit and four deployed perpendicular to the longitudinal axis of the base unit.
Недостатком данного технического решения является жесткая поперечная ориентация состыкованных исследовательских модулей по отношению к продольной оси базового блока, что исключает использование на них двигательных установок для выдачи разгонных импульсов в направлении полета космического корабля.The disadvantage of this technical solution is the rigid transverse orientation of the docked research modules with respect to the longitudinal axis of the base unit, which excludes the use of propulsion systems on them for issuing acceleration pulses in the direction of flight of the spacecraft.
Целью предлагаемого изобретения является создание способа формирования в полете космического корабля на основе базового блока (содержащего герметичный корпус, бортовую двигательную установку, стыковочный модуль с осевым и несколькими поперечными стыковочными агрегатами) путем последовательной стыковки комплекта разгонных блоков (содержащих запас топлива, двигательную установку, систему управления и средства стыковки с базовым блоком) на стыковочные агрегаты и устройства на его основе, обеспечивающего, по сравнению с аналогом широкий диапазон запасаемой энергетики, повышенную надежность работы путем резервирования двигательных установок и увеличенную эффективность использования топлива за счет периодического отделения отработавших агрегатов.The aim of the invention is to provide a method of forming in flight a spacecraft based on a base unit (containing a sealed enclosure, an onboard propulsion system, a docking module with an axial and several transverse docking units) by sequentially docking a set of booster units (containing a fuel supply, a propulsion system, a control system and means of docking with the base unit) to the docking units and devices based on it, providing, in comparison with the analogue, a wide the second range of stored energy, increased reliability by redundant engine installations and increased fuel efficiency due to the periodic separation of spent units.
Указанная цель достигается тем, что в предлагаемом способе формирования космического корабля базовый блок корабля и разгонные блоки выводят на опорную (отлетную) орбиту последовательно с помощью ракет-носителей. Поперечные стыковочные агрегаты выдвигают из корпуса стыковочного модуля с помощью выдвижных балок с узлами крепления и разворота стыковочных агрегатов. Последовательно стыкуют разгонные блоки на стыковочные агрегаты. Поворачивают разгонные блоки с поперечными агрегатами на угол 90° вдоль продольной оси корабля (в рабочее положение), фиксируют в таком положении. Выдают разгонный импульс с помощью двух симметрично расположенных одновременно работающих разгонных блоков. После выработки топлива отделяют опорожненную пару разгонных блоков с помощью механизмов отделения балок, задействуют и отделяют следующие пары и разгонный блок, установленный на осевом стыковочном агрегате, в соответствии с программой полета до полного использования комплекта разгонных блоков, после чего отделяют стыковочный модуль и корабль продолжает полет с использованием бортовой двигательной установки. В случае отказа двигательной установки разгонного блока неизрасходованное топливо вырабатывают через работоспособные разгонные блоки, после чего неисправный разгонный блок отделяют по принятой схеме.This goal is achieved by the fact that in the proposed method for the formation of a spacecraft, the base unit of the spacecraft and booster blocks are placed in a support (take-off) orbit sequentially using launch vehicles. The transverse docking units are pushed out of the housing of the docking module with the help of retractable beams with fastening and turning units of the docking units. The booster blocks are sequentially joined to the docking units. Accelerating blocks with transverse units are rotated through an angle of 90 ° along the longitudinal axis of the ship (to the working position), and are fixed in this position. An acceleration pulse is produced using two symmetrically located simultaneously accelerating blocks. After fuel is exhausted, the empty pair of booster blocks is separated using beam separation mechanisms, the following pairs and the booster block mounted on the axial docking unit are activated and separated in accordance with the flight program until the set of booster blocks is fully used, after which the docking module is separated and the ship continues to fly using an onboard propulsion system. In the event of a failure of the propulsion system of the booster unit, unspent fuel is generated through efficient booster units, after which the faulty booster unit is separated according to the adopted scheme.
Принципиальная схема компоновки космического корабля по предлагаемому техническому решению представлена на фиг.1, 2:Schematic diagram of the layout of the spacecraft according to the proposed technical solution is presented in figure 1, 2:
фиг.1 - космический корабль: базовый блок поз.1 со стыковочным модулем поз.2 и пристыкованными разгонными блоками поз.3;figure 1 - spaceship: base unit pos. 1 with a docking module pos. 2 and docked booster blocks pos. 3;
фиг.2 - космический корабль: базовый блок с повернутыми в рабочее положение разгонными блоками.figure 2 - spaceship: the base unit with the accelerating blocks turned into a working position.
На фиг.3 представлен порядок отстыковки разгонных блоков и стыковочного модуля.Figure 3 presents the undocking of the upper stages and the docking module.
Устройство космического корабля, в отличие от известных, содержит:The spacecraft device, unlike the known ones, contains:
- отделяемый стыковочный модуль с замками для крепления и отделения от корпуса базового блока поз.7 (фиг.3), узлами крепления и отделения выдвижных балок на корпусе отделяемого стыковочного модуля поз.6 (фиг.3) и магистралями для перекачки топлива между разгонными блоками (не показаны);- a detachable docking module with locks for mounting and separating from the base unit body, pos. 7 (Fig. 3), attachment and separation units of retractable beams on the housing of a detachable docking module, pos. 6 (Fig. 3) and highways for pumping fuel between the booster blocks (not shown);
- выдвижные балки поз.4 (фиг.2) с узлами крепления и поворота поперечных стыковочных агрегатов поз.5 (фиг.2) для перевода разгонных блоков из стыковочного в рабочее положение.- retractable beams pos.4 (figure 2) with attachment and rotation nodes of the transverse docking units pos.5 (figure 2) to transfer the booster blocks from the docking to the working position.
Предлагаемое техническое решение по сравнению с известным позволяет решать задачи создания космических кораблей для освоения дальнего космоса с использованием существующих ракет-носителей среднего и тяжелого класса и тем самым сэкономить на разработке «сверхтяжелых» ракет-носителей и инфраструктуры их запуска, повысить надежность решения задачи и улучшить эффективность выработки топлива.The proposed technical solution, in comparison with the known one, allows us to solve the problems of creating spacecraft for deep space exploration using existing medium and heavy class launch vehicles and thereby save on the development of "superheavy" launch vehicles and their launch infrastructure, increase the reliability of the problem solution and improve fuel efficiency.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012119728/11A RU2494019C1 (en) | 2012-05-15 | 2012-05-15 | Method of making up spacecraft and spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012119728/11A RU2494019C1 (en) | 2012-05-15 | 2012-05-15 | Method of making up spacecraft and spacecraft |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2494019C1 true RU2494019C1 (en) | 2013-09-27 |
Family
ID=49253981
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012119728/11A RU2494019C1 (en) | 2012-05-15 | 2012-05-15 | Method of making up spacecraft and spacecraft |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2494019C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU94021369A (en) * | 1994-06-07 | 1996-06-27 | Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева | Space object |
RU2088491C1 (en) * | 1993-08-31 | 1997-08-27 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Long-endurance manned orbital cable complex |
US7611097B2 (en) * | 2001-07-30 | 2009-11-03 | Iostar Corporation | In orbit space transportation and recovery system |
EP1654159B1 (en) * | 2003-08-15 | 2010-06-02 | Skycorp., Inc. | Apparatus for a geosynchronous life extension spacecraft |
-
2012
- 2012-05-15 RU RU2012119728/11A patent/RU2494019C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2088491C1 (en) * | 1993-08-31 | 1997-08-27 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Long-endurance manned orbital cable complex |
RU94021369A (en) * | 1994-06-07 | 1996-06-27 | Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева | Space object |
US7611097B2 (en) * | 2001-07-30 | 2009-11-03 | Iostar Corporation | In orbit space transportation and recovery system |
EP1654159B1 (en) * | 2003-08-15 | 2010-06-02 | Skycorp., Inc. | Apparatus for a geosynchronous life extension spacecraft |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP7100780B2 (en) | Service satellites for providing orbital services with variable thruster control | |
RU2661245C2 (en) | Space propulsion module with electric and solid-fuel chemical propulsion | |
US20220371749A1 (en) | Systems and methods for delivering, storing, and processing materials in space | |
EA025867B1 (en) | Multiple space vehicle launch system | |
CN104691781A (en) | Space-based platform based on open structure | |
EP3482075B1 (en) | Arcjet propulsion systems for spacecraft and related method | |
Baranov et al. | Feasibility analysis of LEO and GEO large space debris de/re-orbiting taking into account launch mass of spacecraft-collector and its configuration layout | |
US9499285B2 (en) | Three dimensional imaging arrangement | |
RU2494019C1 (en) | Method of making up spacecraft and spacecraft | |
RU2688630C2 (en) | Space platform | |
CN114291300A (en) | Earth-moon shuttle aircraft propulsion system | |
RU2563923C1 (en) | Low-thrust modular engine unit | |
RU2569658C2 (en) | Space platform | |
Wang et al. | Design and application prospect of China’s Tiangong space station | |
CN107839900B (en) | Formation layout and installation system for triaxial stabilized satellites | |
Nebylov et al. | Reusable space planes challenges and control problems | |
CN102975869A (en) | Detector propelling module and working method thereof | |
RU2428358C1 (en) | Space head for group launch of satellites | |
RU2741143C1 (en) | Reusable spacecraft for delivering tourists from the lunar fueling station to the flight path of mars and subsequent return to that station | |
Yonemoto et al. | Subscale winged rocket development and application to future reusable space transportation | |
RU2795894C1 (en) | Serving satellite for orbital services using variable engine control | |
CN116793157A (en) | Reusable rocket | |
Oh et al. | Feasibility of All-Electric Three Axis Momentum Management for Deep Space Small Body Rendezvous | |
RU2198117C2 (en) | Flying vehicle | |
RU2772500C2 (en) | Serving satellite for orbital services using variable engine control |