RU2735874C1 - Spacecraft carrying out information support of mass delivery of tourists from near-moon orbit to the reverse side of the moon and subsequent return to the earth - Google Patents
Spacecraft carrying out information support of mass delivery of tourists from near-moon orbit to the reverse side of the moon and subsequent return to the earth Download PDFInfo
- Publication number
- RU2735874C1 RU2735874C1 RU2020123203A RU2020123203A RU2735874C1 RU 2735874 C1 RU2735874 C1 RU 2735874C1 RU 2020123203 A RU2020123203 A RU 2020123203A RU 2020123203 A RU2020123203 A RU 2020123203A RU 2735874 C1 RU2735874 C1 RU 2735874C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- spacecraft
- orbit
- engines
- earth
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
-
- H—ELECTRICITY
- H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
- H04B—TRANSMISSION
- H04B7/00—Radio transmission systems, i.e. using radiation field
- H04B7/14—Relay systems
- H04B7/15—Active relay systems
- H04B7/185—Space-based or airborne stations; Stations for satellite systems
Abstract
Description
Область техникиTechnology area
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при создании ракетно-космических комплексов, обслуживающих индустрию космического туризма.The invention relates to the field of rocket and space technology and can be used in the creation of rocket and space complexes serving the space tourism industry.
Уровень техникиState of the art
Известен проект использования радиоретрансляционной станции, выводимой на гало-орбиту в окрестности точки Лагранжа L2 в 65 тыс. км за Луной (ru.wikipedia.org/wiki/Гало-орбита), в процессе реализации миссии «Аполлон». При наличии такой станции ответственные операции выдачи тормозного импульса космическим аппаратом (КА) «Аполлон» при переходе с траектории движения от Земли на окололунную орбиту и выдачи разгонного импульса для перехода с окололунной орбиты на траекторию полета к Земле, производимые за обратной стороной Луны, могли быть «видимыми» с Земли. Однако, в связи с удорожанием в этом случае проекта в целом и высокой надежностью КА «Аполлон» от использования радиоретрансляционной станции решено было отказаться.There is a known project of using a radio relay station launched into a halo orbit in the vicinity of the Lagrange point L 2 65 thousand km behind the Moon (ru.wikipedia.org/wiki/Halo-orbit), in the process of the Apollo mission. In the presence of such a station, the critical operations of issuing a braking impulse by the Apollo spacecraft (SC) during the transition from the trajectory of motion from the Earth to the circumlunar orbit and issuing an accelerating impulse for the transition from the circumlunar orbit to the flight trajectory to the Earth, performed behind the far side of the Moon, could be "Visible" from Earth. However, due to the rise in the cost of the project as a whole in this case and the high reliability of the Apollo spacecraft, it was decided to abandon the use of the radio relay station.
В качестве аналога может быть приведен космический аппарат-рентгеновская обсерватория (РО) «Спектр-РГ» (Россия), запущенная трехступенчатой ракетой-носителем (РН) «Протон-М» с разгонным блоком (РБ) «ДМ-03» 13.07.2019 г., достигшая окрестности точки Лагранжа L2 и переведенная на рабочую круговую гало-орбиту с радиусом 400 тыс. км, плоскость орбиты которой ортагональна линии Солнце-Земля, 21.10.2019 г. РО состоит из платформы «Навигатор», несущей полезную нагрузку в виде двух рентгеновских телескопов и радиокомплекса для связи с Землей. Источниками питания являются солнечные батареи. Стартовая масса РО составляет 2712 кг. Стартовая масса РН с РБ составляет 705 т. Достоинством данного проекта является большая допустимая масса РО, позволившая использовать рентгеновские телескопы eROSITA массой 860 кг и ART-XC массой 350 кг. Недостатком проекта является использование одноразовой РН «Протон-М» с РБ «ДМ-03», что повышает стоимость использования проекта.The spacecraft-X-ray observatory (RO) "Spektr-RG" (Russia), launched by the three-stage launch vehicle (LV) "Proton-M" with the upper stage (RB) "DM-03" 13.07.2019 , which reached the vicinity of the Lagrange point L 2 and transferred to a working circular halo orbit with a radius of 400 thousand km, the orbital plane of which is orthogonal to the Sun-Earth line, on October 21, 2019, the RO consists of the Navigator platform carrying a payload in the form of two X-ray telescopes and a radio complex for communication with the Earth. The power sources are solar panels. The launch weight of the RO is 2712 kg. The launch mass of the LV with RB is 705 tons. The advantage of this project is the large allowable mass of the RO, which made it possible to use the eROSITA X-ray telescopes with a mass of 860 kg and ART-XC with a mass of 350 kg. The disadvantage of the project is the use of a one-time launch vehicle "Proton-M" with RB "DM-03", which increases the cost of using the project.
В качестве прототипа может быть приведен КА «Цюэцяо» (Китай), выполняющий функцию радиоретранслятора сигналов с космической станции «Чанъэ-4», доставленной на обратную сторону Луны 03.01.2019 г. КА выведен на орбиту 20.05.2018 г. ракетой-носителем «Чанчжэн-4С» и достиг окрестности точки Лагранжа L2 в середине 2018 г. Удаление от Земли 450 тыс. км (65 тыс. км за Луной). КА (ru.wikipedia.org/wiki/Цюэцяо) имеет массу 425 кг и состоит из платформы CAST-100, стабилизированной по трем осям, и полезной нагрузки. Питание платформы осуществляется от солнечных батарей. Основной полезной нагрузкой является радиоретранслятор. Он имеет 4 канала в Х-диапазоне для связи с посадочной станцией и канал в S-диапазоне для передачи данных на Землю. Радиоретранслятор использует параболическую антенну диаметром 4, 2 м, развернутую после выхода на рабочую орбиту. Достоинством КА является возможность использования для выведения на орбиту трехступенчатой ракеты-носителя легкого класса «Чанчжэн-4С» со стартовой массой 246 т.Недостатком КА является использование одноразовой ракеты-носителя «Чанчжэн-4С», что повышает стоимость использования проекта.The Queqiao spacecraft (China), which performs the function of a radio repeater of signals from the Chang'e-4 space station, delivered to the opposite side of the moon on 03.01.2019, can be cited as a prototype. The spacecraft was launched into orbit on 05.20.2018 by a carrier rocket. Changzheng-4C "and reached the vicinity of the Lagrange point L 2 in the middle of 2018. Distance from the Earth is 450 thousand km (65 thousand km behind the Moon). The spacecraft (ru.wikipedia.org/wiki/Queqiao) has a mass of 425 kg and consists of a CAST-100 platform, stabilized along three axes, and a payload. The platform is powered by solar panels. The main payload is the radio relay. It has 4 channels in the X-band for communication with the landing station and a channel in the S-band for data transmission to the ground. The radio repeater uses a parabolic antenna with a diameter of 4.2 m, deployed after entering the working orbit. The advantage of the spacecraft is the possibility of using a three-stage light-class launch vehicle "Changzheng-4S" with a launch mass of 246 tons for launching into orbit. The disadvantage of the spacecraft is the use of a disposable launch vehicle "Changzheng-4S", which increases the cost of using the project.
Таким образом, известные технические средства могут обеспечить создание и вывод в окрестность точки Лагранжа L2 за Луной КА, осуществляющего информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращения на Землю, только при условии использования одноразовой ракеты-носителя, что существенно повышает стоимость проекта. Причиной, препятствующей снижению стоимости вывода КА в окрестность точки Лагранжа L2, является отсутствие других более дешевых технических средств для решения этой технической задачи.Thus, the known technical means can provide the creation and launch of a spacecraft in the vicinity of the Lagrange point L 2 behind the Moon, which provides information support for the mass delivery of tourists from a circumlunar orbit to the opposite side of the Moon and subsequent return to Earth, only if a disposable launch vehicle is used, which significantly increases the cost of the project. The reason that prevents a decrease in the cost of launching a spacecraft into the vicinity of the Lagrange point L 2 is the lack of other cheaper technical means for solving this technical problem.
Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the essence of the invention
Предлагается КА, осуществляющий информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращения на Землю, состоящий из двух стыкуемых на окололунной орбите элементов по заявке №2020120181, доставляемых на нее по отдельности многоразовыми лунными орбитальными кораблями (ЛОК), заправляемый на лунной заправочной станции (ЛЗС) топливом и далее выводимый на рабочую гало-орбиту в окрестность точки Лагранжа L2.A spacecraft is proposed that provides information support for the mass delivery of tourists from a circumlunar orbit to the opposite side of the Moon and subsequent return to Earth, consisting of two elements docked in a circumlunar orbit on request No. 2020120181, delivered to it separately by reusable lunar orbital spacecraft (LOK), refueled on lunar filling station (LZS) with fuel and then put into a working halo orbit in the vicinity of the Lagrange point L 2 .
а. Первым элементом КА является космическая платформа (КП), доставляемая на ЛЗС на внешней подвеске многоразового ЛОК. Для создания КА КП стыкуется на окололунной орбите с радиоретранслятором, являющимся вторым элементом КА и доставляемым к ЛЗС также на внешней подвеске другого ЛОК, и далее обеспечивает все необходимые угловые и пространственные перемещения КА с окололунной орбиты на рабочую гало-орбиту в окрестности точки Лагранжа L2. КП представляет собой круглый герметичный диск большого диаметра с плоским днищем, снабжена телескопическим выдвигаемым за обводы диска стыковочным узлом, устанавливаемым в верхней части диска по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой, радиолокационной системой для выполнения операций поиска, обнаружения, сближения, причаливания и стыковки с радиоретранслятором, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, используемыми при стыковке и заправке от ЛЗС. Стыковка ЛОК с находящейся на его борту КП с ЛЗС производится с использованием стыковочного узла КП. КП снабжена системами связи, навигации и управления. Для управления КП при переходе с окололунной орбиты на рабочую гало-орбиту и движения по ней используются рулевые ракетные двигатели малой тяги, установленные по периметру нижней части диска с направлением вектора тяги параллельно его вертикальной оси. Сопла этих двигателей не выступают за поверхность нижней части диска. Двигатели имеют глубокую степень дросселирования тяги. Совокупная тяга двигателей обеспечивает выполнение всех операций управления. Для управления угловым и пространственным движением КП при выполнении стыковочных операций с радиоретранслятором используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги. Сопла первой группы двигателей расположены равномерно по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с осями сопел, параллельными вертикальной оси диска. Сопла второй группы двигателей расположены также по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с одинаковым отклонением осей сопел в направлении касательных к окружностям их размещения попарно в противоположные стороны, так, что пара двигателей с одинаковым направлением сопел, один из которых расположен в верхней части диска, а другой - под ним в нижней части, при работе создает управляющий момент только относительно вертикальной оси диска и не создает других моментов. Сопла всех двигателей не выступают за поверхность диска. Для работы всех двигателей на всех этапах полета КП оснащена топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимый объем топлива. Все двигатели КП рассчитаны на многократное включение.and. The first element of the spacecraft is the space platform (CP), delivered to the LZS on the external sling of the reusable LOK. To create the spacecraft, the spacecraft docks in a circumlunar orbit with a radio relay, which is the second element of the spacecraft and is delivered to the LZS also on the external suspension of another LOC, and then provides all the necessary angular and spatial movements of the spacecraft from the circumlunar orbit to the working halo orbit in the vicinity of the Lagrange point L 2 ... The CP is a round sealed disk of large diameter with a flat bottom, equipped with a telescopic docking unit extending beyond the disk contours, installed in the upper part of the disk along the vertical axis of symmetry and closed by a cover, a radar system for performing search, detection, approach, mooring and docking with a radio relay , which is part of the control system, as well as electrical and refueling interfaces used for docking and refueling from LZS. The LOC docking with the CP on board with the LZS is performed using the docking station of the CP. The command post is equipped with communication, navigation and control systems. To control the CP during the transition from the circumlunar orbit to the working halo orbit and movement along it, low-thrust steering rocket engines are used, installed along the perimeter of the lower part of the disk with the thrust vector direction parallel to its vertical axis. The nozzles of these motors do not protrude from the bottom of the disc. The engines have a deep degree of thrust throttling. The combined thrust of the engines provides all control operations. Two groups of ultra-low-thrust rocket motors are used to control the angular and spatial motion of the gearbox when performing docking operations with a radio relay. The nozzles of the first group of engines are located evenly around the disk perimeter, both from the upper and lower sides of the disk, with the nozzle axes parallel to the vertical axis of the disk. The nozzles of the second group of engines are also located along the perimeter of the disk, both from the upper and lower sides of the disk, with the same deviation of the nozzle axes in the direction of tangents to the circles of their placement in pairs in opposite directions, so that a pair of engines with the same direction of nozzles, one of which located in the upper part of the disc, and the other - under it in the lower part, during operation creates a control moment only relative to the vertical axis of the disc and does not create other moments. All engine nozzles do not protrude beyond the disc surface. For the operation of all engines at all stages of flight, the control panel is equipped with a fuel system containing fuel tanks, into which the required volume of fuel is pumped when refueling at the LZS. All gearbox motors are designed for multiple starting.
b. Вторым элементом КА является радиоретранслятор, который предназначен для приема и передачи радиосигналов как от лунного челнока (ЛЧ) с находящимися на его борту туристами на обратной стороне Луны на Землю, так и со стороны Земли в направлении ЛЧ. Радиоретранслятор выводится на окололунную орбиту в окрестность ЛЗС на внешней подвеске ЛОК. Он представляет собой круглый диск большого диаметра с плоским днищем, снабженный телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, устанавливаемым на плоском днище по вертикальной оси симметрии диска и закрываемым крышкой. Далее, находясь на борту ЛОК, радиоретранслятор с использованием средств внешней подвески ЛОК разворачивается относительно поперечной оси стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки с ним заправленной на ЛЗС КП. При этом процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления КП, радиоретранслятора и ЛОК, на борту которого находится радиоретранслятор. После стыковки КП с радиоретранслятором, последний после срабатывания пирозамков внешней подвески отделяется от ЛОК, который возвращается на Землю, а созданный в результате стыковки КА с использованием системы управления КП направляется в расчетную точку рабочей гало-орбиты. После перехода на гало-орбиту производится развертывание радиоретранслятора, имеющего трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока, приборного блока и блока солнечной батареи. Развертывание осуществляется системой управления радиоретранслятора с использованием одноосных шарниров с электроприводами, закрепленных на приборном блоке. Первым развертывается антенный блок поворотом на 180° относительно оси шарнира, установленного на одной стороне приборного блока. При этом развертываемая поверхность корпуса антенного блока имеет параболическую форму, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны в S-диапазоне. На внутренней поверхности антенного блока уложен облучатель антенны, соединенный шарнирно с тремя телескопическими опорами, закрепленными равномерно по периметру антенного блока с использованием одноосных шарниров с электроприводами. Включение приводов и их работа до достижения упоров обеспечивает установку облучателя антенного блока в фокус антенны. На облучателе установлены антенны Х-диапазона для связи с ЛЧ на обратной стороне Луны. Вторым развертывается блок солнечной батареи также поворотом на 180° относительно поперечной оси шарнира, установленного на противоположной стороне приборного блока относительно шарнира подвеса антенного блока. Работа всех приводов ограничивается упорами с концевыми выключателями. В результате развертывания нормаль к плоскости фоточувствительных элементов солнечной батареи оказывается параллельной направлению излучения антенны. Необходимое отслеживание углового движения Земли относительно КА и поддержание заданных параметров движения КА по гало-орбите обеспечивается системой управления КП.b. The second element of the spacecraft is a radio relay, which is designed to receive and transmit radio signals both from the lunar shuttle (LCH) with tourists on board on the far side of the Moon to the Earth, and from the Earth in the direction of the LCH. The radio relay is launched into a circumlunar orbit in the vicinity of the LZS on the external LOK suspension. It is a round disc of large diameter with a flat bottom, equipped with a telescopic docking unit extending beyond the contours of the body, installed on the flat bottom along the vertical axis of symmetry of the disc and closed by a cover. Further, being on board the LOC, the radio repeater, using the means of external suspension of the LOC, is deployed relative to the transverse axis with a docking unit in the direction opposite from the LOC to ensure docking with it of the KP loaded on the LZS. In this case, the docking process is ensured by the interaction of the control systems of the CP, the radio relay and the LOC, on board which there is a radio relay. After the docking of the spacecraft with the radio relay, the latter, after actuation of the pyrolocks of the external suspension, is separated from the LOC, which returns to the Earth, and the spacecraft created as a result of the spacecraft docking using the control system of the spacecraft is sent to the calculated point of the working halo orbit. After the transition to the halo orbit, a radio repeater is deployed, which has a three-layer structure, consisting of three blocks: an antenna unit, an instrument unit and a solar battery unit. Deployment is carried out by the control system of the radio repeater using single-axis hinges with electric drives attached to the instrument unit. The first is to deploy the antenna unit by turning it 180 ° relative to the axis of the hinge mounted on one side of the instrument unit. In this case, the deployable surface of the antenna unit housing has a parabolic shape, and its inner surface is a surface that reflects radio waves in the S-band. An antenna feed is placed on the inner surface of the antenna unit, which is pivotally connected to three telescopic supports, fixed uniformly along the perimeter of the antenna unit using uniaxial hinges with electric drives. Turning on the drives and their operation until reaching the stops ensures the installation of the antenna unit feed into the antenna focus. The radiator has X-band antennas for communication with the LP on the far side of the Moon. The second is to deploy the solar battery unit by rotating 180 ° relative to the transverse axis of the hinge mounted on the opposite side of the instrument unit relative to the antenna unit suspension hinge. The operation of all drives is limited by stops with limit switches. As a result of unfolding, the normal to the plane of the photosensitive elements of the solar battery turns out to be parallel to the direction of radiation of the antenna. The necessary tracking of the angular motion of the Earth relative to the spacecraft and the maintenance of the specified parameters of spacecraft motion in the halo orbit is provided by the control system of the spacecraft.
Задачей этого изобретения является разработка КА, осуществляющего информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращения на Землю,The task of this invention is the development of a spacecraft that provides information support for the mass delivery of tourists from a circumlunar orbit to the opposite side of the Moon and subsequent return to Earth,
Поставленная задача решается тем, что КА, осуществляющий информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращения на Землю, выводимый в окрестность точки Лагранжа L2, содержащий космическую платформу (КП), согласно изобретению корпус КП представляет собой круглый герметичный диск большого диаметра с плоским днищем, снабженный телескопическим выдвигаемым за обводы диска стыковочным узлом, устанавливаемым в верхней части диска по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой, радиолокационной системой, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, снабженный системами связи, навигации, управления, выводится на окололунную орбиту на внешней подвеске ЛОК, который обеспечивает стыковку КП с ЛЗС, после заправки от которой топливом КП отстыковывается от нее и для создания КА стыкуется с радиоретранслятором, прибывшим с Земли в окрестность ЛЗС на внешней подвеске другого ЛОК, для управления движением при переходе с окололунной орбиты на рабочую гало-орбиту в окрестности точки Лагранжа L2 используются рулевые ракетные двигатели малой тяги, установленные по периметру нижней части диска КП с направлением вектора тяги параллельно его вертикальной оси, сопла этих двигателей не выступают за поверхность нижней части диска, двигатели имеют глубокую степень дросселирования тяги, при этом совокупная тяга двигателей обеспечивает выполнение всех операций управления по переходу с окололунной траектории на гало-орбиту и движения по ней, а для управления движением при выполнении стыковочных операций с радиоретранслятором используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги, сопла первой группы двигателей расположены равномерно по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с осями сопел, параллельными вертикальной оси диска, сопла второй группы двигателей расположены также по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с одинаковым отклонением осей сопел в направлении касательных к окружностям их размещения попарно в противоположные стороны, так, что пара двигателей с одинаковым направлением сопел, один из которых расположен в верхней части диска, а другой - под ним в нижней части, при работе создает управляющий момент только относительно вертикальной оси диска и не создает других моментов, при этом сопла всех двигателей не выступают за поверхность диска, для работы всех двигателей на всех этапах полета КП оснащена топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимый объем топлива, все двигатели КП рассчитаны на многократное включение.The problem is solved by the fact that the spacecraft, which provides information support for the mass delivery of tourists from the circumlunar orbit to the opposite side of the Moon and the subsequent return to the Earth, brought into the vicinity of the Lagrange point L2, containing the space platform (CP), according to the invention, the body of the spacecraft is a round sealed disk large diameter with a flat bottom, equipped with a telescopic docking station extending beyond the disk contours, installed in the upper part of the disk along the vertical axis of symmetry and a closed cover, a radar system that is part of the control system, as well as electrical and refueling interfaces, equipped with communication and navigation systems, control, is put into a circumlunar orbit on the external sling of the LZS, which ensures the docking of the KP with the LZS, after refueling from which the KP is undocked from it and to create the spacecraft docks with a radio relay that arrived from the Earth in the vicinity of the LZS on the external sling of another LZS, for I control the motion during the transition from the circumlunar orbit to the working halo orbit in the vicinity of the Lagrange point L 2 , low-thrust steering rocket engines are used, installed along the perimeter of the lower part of the gearbox disk with the thrust vector direction parallel to its vertical axis, the nozzles of these engines do not protrude beyond the surface of the lower parts of the disk, the engines have a deep degree of throttling of thrust, while the total thrust of the engines ensures the execution of all control operations for the transition from the circumlunar trajectory to the halo orbit and movement along it, and to control the movement when performing docking operations with a radio relay, two groups of ultra-small rocket engines are used thrust, nozzles of the first group of engines are located evenly along the perimeter of the disk, both on the upper and lower sides of the disk with the axes of the nozzles parallel to the vertical axis of the disk, the nozzles of the second group of engines are also located along the perimeter of the disk, both on the upper and the lower sides disk with the same deviation of the nozzle axes in the direction of tangents to the circles of their placement in pairs in opposite directions, so that a pair of motors with the same direction of nozzles, one of which is located in the upper part of the disk, and the other under it in the lower part, during operation creates a control torque only relative to the vertical axis of the disk and does not create other moments, while the nozzles of all engines do not protrude beyond the surface of the disk, for the operation of all engines at all stages of flight, the gearbox is equipped with a fuel system containing fuel tanks, into which, when refueling at the LZS, the required volume of fuel is pumped, all engines The gearboxes are designed for multiple switching on.
В качестве полезной нагрузки КП в состав КА входит радиоретранслятор, предназначенный для приема и передачи радиосигналов как от ЛЧ с находящимися на его борту туристами на обратной стороне Луны на Землю, так и со стороны Земли в направлении ЛЧ, и представляющий собой круглый диск большого диаметра с плоским днищем, снабженный для стыковки с ним КП телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, устанавливаемым на плоском днище по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой, имеющий трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока, приборного блока и блока солнечной батареи, развертывание которой осуществляется системой управления с использованием одноосных шарниров с электроприводами, закрепленных на приборном блоке, при этом первым развертывается антенный блок поворотом на 180° относительно оси шарнира, установленного на одной стороне приборного блока, развертываемая поверхность антенного блока имеет параболическую форму, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны в S-диапазоне, на внутренней поверхности антенного блока уложен облучатель антенны, соединенный шарнирно с тремя телескопическими опорами, закрепленными равномерно по периметру антенного блока с использованием одноосных шарниров с электроприводами, включение электроприводов и их работа до достижения упоров обеспечивает установку облучателя в фокус антенны, на облучателе установлены антенны Х-диапазона для связи с ЛЧ на обратной стороне Луны, вторым развертывается блок солнечной батареи также поворотом на 180° в другую сторону относительно оси шарнира, установленного на противоположной стороне приборного блока по отношению к шарниру подвеса антенного блока, работа всех приводов ограничивается упорами с концевыми выключателями, в результате развертывания нормаль к плоскости фоточувствительных элементов солнечной батареи оказывается параллельной направлению излучения антенны, а необходимое отслеживание углового движения Земли относительно КА и поддержание заданных параметров движения КА по гало-орбите обеспечивается системой управления КП.As a payload of the spacecraft, the spacecraft includes a radio repeater designed to receive and transmit radio signals both from the LCH with tourists on board on the opposite side of the Moon to the Earth, and from the Earth in the direction of the LCH, and is a round disk of large diameter with a flat bottom, equipped for docking with the CP with a telescopic docking unit extending beyond the hull contours, installed on a flat bottom along the vertical axis of symmetry and a closed lid, having a three-layer structure consisting of three blocks: an antenna unit, an instrument unit and a solar battery unit, the deployment of which is carried out by a control system using uniaxial hinges with electric drives attached to the instrument unit, while the antenna unit is first deployed by turning 180 ° relative to the axis of the hinge mounted on one side of the instrument unit, the deployable surface of the antenna unit has a parabolic shape, and its inner surface is over ness is a surface that reflects radio waves in the S-band; on the inner surface of the antenna unit, an antenna feed is laid, which is pivotally connected to three telescopic supports, fixed uniformly along the perimeter of the antenna unit using uniaxial hinges with electric drives, the inclusion of electric drives and their operation until reaching the stops ensures installation of the irradiator into the focus of the antenna, X-band antennas are installed on the irradiator for communication with the LP on the far side of the Moon, the solar battery unit is also deployed by turning 180 ° to the other side relative to the axis of the hinge mounted on the opposite side of the instrument unit with respect to the antenna suspension hinge block, the operation of all drives is limited by stops with limit switches, as a result of deployment, the normal to the plane of the photosensitive elements of the solar battery turns out to be parallel to the direction of radiation of the antenna, and the necessary tracking of the angular motion of the Earth relative to The spacecraft and the maintenance of the specified parameters of spacecraft motion in the halo-orbit is provided by the control system of the spacecraft.
Сущность изобретения поясняется чертежами элементов системы.The essence of the invention is illustrated by drawings of system elements.
На фиг. 1 приведены проекции КП на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости, на которых видны основные элементы конструкции КП. Тонкими линиями показан состыкованный с ней радиоретранслятор.FIG. 1 shows the projection of the gearbox on the vertical, horizontal and normal planes, on which the main structural elements of the gearbox are visible. Thin lines show a radio repeater docked with it.
На фиг. 2 приведены проекции ЛОК на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости в транспортном положении вывода КП на окололунную орбиту.FIG. 2 shows the projections of the LOC on the vertical, horizontal and normal planes in the transport position of the launch of the spacecraft into the circumlunar orbit.
На фиг. 3 приведены проекции ЛОК на вертикальную и горизонтальную и нормальную плоскости в транспортном положении вывода радиоретранслятора на окололунную орбиту. Тонкими линиями показан радиоретранслятор после поворота и стыковки с ним КП.FIG. 3 shows the projection of the LOC on the vertical and horizontal and normal planes in the transport position of the launch of the radio relay into the circumlunar orbit. Thin lines show the radio repeater after turning and docking with it.
На фиг. 4 приведены проекции КА на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости в развернутом состоянии радиоретранслятора, на которых видны основные элементы его конструкции.FIG. 4 shows the projections of the spacecraft on the vertical, horizontal and normal planes in the deployed state of the radio repeater, on which the main elements of its structure are visible.
На этих фигурах:In these figures:
1 - корпус КП;1 - gearbox housing;
2 - плоское днище корпуса КП;2 - flat bottom of the gearbox housing;
3 - стыковочный узел КП;3 - gearbox docking unit;
4 - крышка стыковочного узла КП;4 - cover of the gearbox docking unit;
5 - рулевые ракетные двигатели малой тяги;5 - low-thrust steering rocket engines;
6 - рулевые ракетные двигатели сверхмалой тяги;6 - ultra-low-thrust steering rocket engines;
7 - ракетные двигатели сверхмалой тяги для управления угловым движением КП относительно вертикальной оси;7 - ultra-low-thrust rocket engines for controlling the angular motion of the gearbox relative to the vertical axis;
8 - корпус ЛОК;8 - LOC building;
9 - верхняя плоская часть корпуса ЛОК;9 - upper flat part of the LOK body;
10 - корпус радиоретранслятора;10 - radio repeater housing;
11- плоское днище радиоретранслятора;11- flat bottom of the radio repeater;
12 - параболическая антенна радиоретранслятора;12 - parabolic antenna of the radio repeater;
13 - приборный блок радиоретранслятора;13 - instrument block of the radio repeater;
14 - блок солнечной батареи;14 - solar battery unit;
15 - шарнир крепления антенного блока;15 - antenna unit mounting hinge;
16 - облучатель антенны;16 - antenna feed;
17 - одноосный шарнир;17 - uniaxial hinge;
18 - телескопические опоры;18 - telescopic supports;
19 - одноосный шарнир;19 - uniaxial hinge;
20 - электропривод одноосного шарнира;20 - electric drive of the uniaxial hinge;
21 - антенна Х-диапазона.21 - X-band antenna.
22 - шарнир крепления блока солнечной батареи.22 - hinge of the solar battery unit.
Осуществление изобретенияImplementation of the invention
Пример возможной реализации предложенного технического решения.An example of a possible implementation of the proposed technical solution.
1. КП предназначена для доставки радиоретранслятора с окололунной орбиты на рабочую гало-орбиту в окрестности точки Лагранжа L2 и обеспечения его функционирования на этой орбите. КП доставляется на ЛЗС и стыкуется ней с помощью многоразового ЛОК по заявке №2020120181 на его внешней подвеске. КП конструктивно представляет собой круглый герметичный диск 1 диаметром 10 м и высотой 4 м и имеет плоское днище 2 (фиг. 1). Стартовая масса КП равна 14 т, после заправки на ЛЗС топливом и стыковки с радиоретранслятором массой 14 т ее масса в итоге становится равной 85 т и распределяется следующим образом:1. The spacecraft is designed to deliver a radio relay from a circumlunar orbit to a working halo orbit in the vicinity of the Lagrange point L 2 and to ensure its operation in this orbit. The gearbox is delivered to the LZS and is docked with it using a reusable LOK according to application No. 2020120181 on its external sling. The CP is structurally a round sealed
КП снабжена телескопическим выдвигаемым за обводы диска стыковочным узлом 3, устанавливаемым в верхней части корпуса по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой 4, радиолокационной системой для выполнения операций поиска, обнаружения, сближения, причаливания, стыковки с радиоретранслятором (на фиг. 1 не показано), входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, используемыми при стыковке и заправке на ЛЗС. КП снабжена системами связи, навигации, управления. Для управления КА при движении по траектории перелета на гало-орбиту и для поддержания параметров последней используются рулевые ракетные двигатели малой тяги, устанавливаемые по периметру нижней части диска с направлением вектора тяги параллельно его вертикальной оси. Сопла 5 этих двигателей не выступают за поверхность нижней части диска. Двигатели имеют глубокую степень дросселирования тяги. Совокупная тяга двигателей равна 20 тс и обеспечивает выполнение всех операций при пространственных перемещениях КА. Для управления движением КП при выполнении стыковочных операций с радиоретранслятором используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги, например, 5 кгс. Сопла 6 первой группы двигателей расположены также по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с осями сопел, параллельными вертикальной оси диска. Сопла 7 второй группы расположены также по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны корпуса с одинаковым отклонением осей сопел в направлении касательных к окружностям их размещения попарно в противоположные стороны, так, что пара двигателей с одинаковым направлением сопел, один из которых расположен в верхней части диска, а другой - под ним в нижней части, при работе создает управляющий момент только относительно вертикальной оси диска и не создает других моментов. Сопла всех двигателей не выступают за поверхность диска. Для работы всех двигателей на всех этапах КП оснащена топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимое количество топлива. Все двигатели КП рассчитаны на многократное включение. На фиг. 2 приведены проекции ЛОК на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости в транспортном положении вывода КП на окололунную орбиту. Корпус ЛОК 8 в верхней части имеет плоскость 9 для установки КП на внешней подвеске ЛОК.The CP is equipped with a
2. Радиоретранслятор предназначен для приема и передачи радиосигналов как от лунного челнока (ЛЧ) с находящимися на его борту туристами на обратной стороне Луны на Землю, так и со стороны Земли в направлении ЛЧ. Радиоретранслятор 10 (фиг. 3) выводится на окололунную орбиту в окрестность ЛЗС также на внешней подвеске другого ЛОК. Он представляет собой круглый диск 10 диаметром 10 м и высотой 4 м и имеет плоское днище 11. Радиоретранслятор снабжен телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, установленным на плоском днище 11 по вертикальной оси симметрии диска и закрываемым крышкой (на фиг. 3 не показано). По прибытии в окрестность ЛЗС с использованием средств внешней подвески (на фиг. 3 не показано) радиоретранслятор разворачивается на 180° относительно поперечной оси стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки с ним заправленной на ЛЗС КП. При этом процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления КП, радиоретранслятора и ЛОК, на борту которого находится радиоретранслятор. После стыковки КП с радиоретранслятором, последний после срабатывания пирозамков внешней подвески (на фиг. 3 не показано) отделяется от ЛОК, который возвращается на Землю, а созданный в результате стыковки КА с использованием системы управления КП направляется в расчетную точку гало-орбиты в окрестность точки Лагранжа L2. После перехода на гало-орбиту производится развертывание радиоретранслятора (фиг. 4), имеющего трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока 12, приборного блока 13 и блока солнечной батареи 14. Развертывание осуществляется с использованием одноосных шарниров с электроприводами, закрепленных на приборном блоке. Первым развертывается антенный блок поворотом на 180° относительно оси шарнира 15, установленного на одной стороне приборного блока. При этом развертываемая поверхность корпуса антенного блока имеет параболическую форму с диаметром, равным 9,5 м, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны в S-диапазоне. На внутренней поверхности антенного блока уложен облучатель антенны 16, соединенный одноосными шарнирами 17 с тремя телескопическими опорами 18 крепления облучателя, закрепленными равномерно по периметру антенного блока с использованием одноосных шарниров 19 с электроприводами 20. Включение приводов и их работа до достижения упоров обеспечивает установку облучателя антенного блока в фокус антенны. На облучателе установлены антенны 21 Х-диапазона для связи с ЛЧ на обратной стороне Луны. Вторым развертывается блок солнечной батареи также поворотом на 180° относительно поперечной оси шарнира 22, установленного на противоположной стороне приборного блока относительно шарнира подвеса антенного блока. Диаметр солнечной батареи равен 9,5 м. Работа всех приводов ограничивается упорами с концевыми выключателями. В результате развертывания нормаль к плоскости фоточувствительных элементов солнечной батареи оказывается параллельной направлению излучения антенны. Необходимое отслеживание углового движения Земли относительно КА и поддержание заданных параметров движения КА по гало-орбите обеспечивается системой управления КП.2. The radio relay is designed to receive and transmit radio signals both from the lunar shuttle (LCH) with tourists on board on the opposite side of the Moon to the Earth, and from the Earth in the direction of the LCH. The radio relay 10 (Fig. 3) is launched into a circumlunar orbit in the vicinity of the LZS also on the external suspension of another LOC. It is a
КА, осуществляющий информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращения на Землю, работает следующим образом. Первым выводится на окололунную орбиту ЛОК, на внешней подвеске которого установлена КП. Стыковочным узлом КП он стыкуется с ЛЗС, затем после срабатывания пирозамков внешней подвески он освобождается от КП и возвращается на Землю. КП заправляется топливом от ЛЗС. К этому моменту времени в окрестность ЛЗС выводится другой ЛОК с радиоретранслятором на своей внешней подвеске. Система управления этого ЛОК обеспечивает срабатывание пирозамков внешней подвески радиоретранслятора и разворот на 180° относительно поперечной оси стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки с ним заправленной на ЛЗС КП. Процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления КП, радиоретранслятора и ЛОК, на борту которого находится радиоретранслятор. После стыковки КП с радиоретранслятором и создания в результате стыковки КА, последний отделяется от ЛОК, который возвращается на Землю, а КА с использованием системы управления КП направляется в расчетную точку рабочей гало-орбиты в окрестность точки Лагранжа L2. После перехода на гало-орбиту производится развертывание радиоретранслятора. Первым развертывается антенный блок с выставкой антенного облучателя в фокус антенны. Вторым развертывается блок солнечной батареи. В результате развертывания нормаль к плоскости фоточувствительных элементов солнечной батареи оказывается параллельной направлению излучения антенны. Необходимое отслеживание углового движения Земли относительно КА вследствие движения КА по гало-орбите и поддержание заданных параметров движения КА по гало-орбите обеспечивается системой управления КП.The spacecraft providing information support for the mass delivery of tourists from the circumlunar orbit to the opposite side of the Moon and the subsequent return to the Earth works as follows. The first one is launched into the lunar orbit of the LOC, on the external sling of which the control unit is installed. It is docked with the LZS by the docking unit of the CP, then after the external suspension pyro-locks are triggered, it is released from the CP and returns to Earth. KP is filled with fuel from the LZS. At this point in time, another LOK with a radio relay on its external sling is brought to the vicinity of the LZS. The control system of this LOC provides triggering of the pyro-locks of the external suspension of the radio repeater and a 180 ° turn relative to the transverse axis with the docking node in the direction opposite from the LOC to ensure docking with it of the KP loaded on the LZS. The docking process is ensured by the interaction of the control systems of the command post, the radio relay and the LOC, on board which there is a radio relay. After the docking of the spacecraft with the radio relay and the creation of the spacecraft as a result of docking, the latter is separated from the LOC, which returns to the Earth, and the spacecraft using the control system of the spacecraft is directed to the calculated point of the working halo orbit in the vicinity of the Lagrange point L 2 . After the transition to the halo orbit, the radio relay is deployed. The antenna unit is deployed first, with the antenna feed being exposed to the antenna focus. The second is the solar array. As a result of unfolding, the normal to the plane of the photosensitive elements of the solar battery turns out to be parallel to the direction of radiation of the antenna. The necessary tracking of the angular motion of the Earth relative to the spacecraft due to the spacecraft movement in the halo orbit and the maintenance of the specified parameters of spacecraft motion in the halo orbit is provided by the control system of the spacecraft.
В результате применения настоящего изобретения техническое решение, обеспечивающее информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращение на Землю и уменьшающее стоимость туристической «путевки» для такого полета реализуется за счет использования КП и радиоретранслятора дискообразной формы, позволяющей доставлять их на окололунную орбиту порознь на внешней подвеске многоразовых ЛОК, стыковки их на окололунной орбите с последующим переводом на рабочую гало-орбиту в окрестность точки Лагранжа L2, использования ЛЗС на окололунной орбите для заправки топливом КП с целью выведения КА на гало-орбиту и функционирования на этой орбите, а также отказа от использования ракеты-носителя, стартующего с Земли.As a result of the application of the present invention, a technical solution that provides information support for the mass delivery of tourists from a circumlunar orbit to the opposite side of the Moon and subsequent return to Earth and reduces the cost of a tourist "voucher" for such a flight is implemented through the use of a control panel and a disk-shaped radio repeater that allows them to be delivered to a circumlunar orbit separately on the external sling of reusable LOCs, docking them in a circumlunar orbit with their subsequent transfer to a working halo orbit in the vicinity of the Lagrange point L 2 , using an LZS in a circumlunar orbit to refuel the spacecraft with the aim of launching the spacecraft into a halo orbit and functioning in this orbit, as well as the abandonment of the use of a launch vehicle launched from Earth.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020123203A RU2735874C1 (en) | 2020-07-07 | 2020-07-07 | Spacecraft carrying out information support of mass delivery of tourists from near-moon orbit to the reverse side of the moon and subsequent return to the earth |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020123203A RU2735874C1 (en) | 2020-07-07 | 2020-07-07 | Spacecraft carrying out information support of mass delivery of tourists from near-moon orbit to the reverse side of the moon and subsequent return to the earth |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2735874C1 true RU2735874C1 (en) | 2020-11-09 |
Family
ID=73398396
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020123203A RU2735874C1 (en) | 2020-07-07 | 2020-07-07 | Spacecraft carrying out information support of mass delivery of tourists from near-moon orbit to the reverse side of the moon and subsequent return to the earth |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2735874C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2803917C1 (en) * | 2022-11-10 | 2023-09-21 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method for constructing a space system for relaying information between lunar and earth stations |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2004054877A1 (en) * | 2002-12-18 | 2004-07-01 | Intersecure Logic Limited | Service vehicle for performing in-space operations on a target spacecraft, servicing system and method for using a service vehicle |
| RU2474959C2 (en) * | 2011-05-12 | 2013-02-10 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Method of radio communication to earth of constantly operating manned base on reverse (hidden) side of moon, and system for implementation of above mentioned method |
| RU2522715C2 (en) * | 2012-07-02 | 2014-07-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method of controlling multibeam coverage of service area in satellite system using relay satellites on high elliptical orbit |
| RU2018132373A (en) * | 2018-09-11 | 2020-03-12 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | A method for providing navigation in deep space and a device for its implementation |
-
2020
- 2020-07-07 RU RU2020123203A patent/RU2735874C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2004054877A1 (en) * | 2002-12-18 | 2004-07-01 | Intersecure Logic Limited | Service vehicle for performing in-space operations on a target spacecraft, servicing system and method for using a service vehicle |
| RU2474959C2 (en) * | 2011-05-12 | 2013-02-10 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Method of radio communication to earth of constantly operating manned base on reverse (hidden) side of moon, and system for implementation of above mentioned method |
| RU2522715C2 (en) * | 2012-07-02 | 2014-07-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method of controlling multibeam coverage of service area in satellite system using relay satellites on high elliptical orbit |
| RU2018132373A (en) * | 2018-09-11 | 2020-03-12 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | A method for providing navigation in deep space and a device for its implementation |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2803917C1 (en) * | 2022-11-10 | 2023-09-21 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method for constructing a space system for relaying information between lunar and earth stations |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Li et al. | On-orbit service (OOS) of spacecraft: A review of engineering developments | |
| US11708181B2 (en) | Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems | |
| JP6998799B2 (en) | Service satellites for providing orbital services with variable thruster control | |
| CN108482711B (en) | Method and apparatus for performing propulsion operations using an electric propulsion system | |
| Anselmi et al. | BepiColombo, ESA's Mercury cornerstone mission | |
| RU2199803C2 (en) | Improvement of remote-probing or remote- communication space vehicles | |
| Gao et al. | Optimization design of configuration and layout for Queqiao relay satellite | |
| RU2735874C1 (en) | Spacecraft carrying out information support of mass delivery of tourists from near-moon orbit to the reverse side of the moon and subsequent return to the earth | |
| RU2741143C1 (en) | Reusable spacecraft for delivering tourists from the lunar fueling station to the flight path of mars and subsequent return to that station | |
| Johnson et al. | Near Earth Asteroid Scout: Exploring Asteroid 1991VG Using A Smallsat | |
| Persson et al. | PRISMA Swedish In-Orbit Testbed for Rendezvous and Formation Flying | |
| Castellini et al. | A mars communication constellation for human exploration and network science | |
| Austin et al. | The ubiquitous solar electric propulsion stage | |
| Ward et al. | The Hexswarm Mission | |
| Tereshina et al. | Attitude simulation during mir orbital complex flight | |
| Angama | FOR THE 71st IAC SPACE TRAFFIC MANAGEMENT: A Chaser FOR SATELLITES AND SPACE DEBRIS C. Angama*, A. De La Llave, C. Moriceau, E. Baltide, M. Amouroux and T. Lemattre | |
| Ilčev et al. | Space segment | |
| Oshima et al. | Spacecraft system design of Hayabusa2 | |
| Eyer et al. | ALINA-2: Innovations on Planetary Transportation Systems GmbH’s Commercial Lunar Lander | |
| RU2621805C2 (en) | Vehicle for interplanetary communication (versions) | |
| Bailey et al. | Common lunar lander | |
| Mase et al. | Development of OICETS (“KIRARI”) | |
| Huber | Orbital maneuvering vehicle: A new capability | |
| Neuner | Lunar communication satellites | |
| Bouhia et al. | Implementation of a large multi-beam mission on Eurostar E3000 |