WO2020139101A1 - Зонтичный орбитральный модуль - Google Patents

Зонтичный орбитральный модуль Download PDF

Info

Publication number
WO2020139101A1
WO2020139101A1 PCT/RU2018/000865 RU2018000865W WO2020139101A1 WO 2020139101 A1 WO2020139101 A1 WO 2020139101A1 RU 2018000865 W RU2018000865 W RU 2018000865W WO 2020139101 A1 WO2020139101 A1 WO 2020139101A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
module
umbrella
domes
orbital
folding
Prior art date
Application number
PCT/RU2018/000865
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Дмитрий Вячеславович ФЕДОТОВ
Original Assignee
Дмитрий Вячеславович ФЕДОТОВ
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дмитрий Вячеславович ФЕДОТОВ filed Critical Дмитрий Вячеславович ФЕДОТОВ
Priority to PCT/RU2018/000865 priority Critical patent/WO2020139101A1/ru
Publication of WO2020139101A1 publication Critical patent/WO2020139101A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/60—Crew or passenger accommodations

Definitions

  • the device is a spacecraft (SC) and is a module of a space station in the form of an enlarged folding automatic umbrella with an additional lower dome, hollow
  • the technical result of the claimed invention is a larger sealed volume, suitable for living compartments, compared with existing orbital modules, including inflatable ones.
  • the invention of the umbrella (patent RU 2206258) is known, which relates to light industry and relates to travel accessories, namely personal items, in particular folding umbrellas with
  • the presented invention uses the basis of the design
  • an automatic folding umbrella created on a scale of the folded state commensurate with the permissible dimensions of putting the cargo into orbit and made of structural materials, airborne safety standards systems used in aerospace engineering.
  • the invention is known (patent US 6231010), which is an inflatable orbital module, consisting of a rigid internal structure and an inflatable shell hermetically attached to the internal structure.
  • the technology of opening the umbrella module in the manner of an umbrella allows for the same dimensions of the starting configuration Get much more space inside the module after it is deployed in orbit.
  • the disclosure is carried out by the combined operation of the electric motor, spring mechanisms and the air pump system with the possible use of feasts.
  • the described invention is connected to a space station, for example, the ISS, or the invention known from the prior art (patent SU 1840691), which is an orbital complex for observation
  • the invention is a scientific or residential module.
  • This well-known invention relates to space technology, in particular to the docking devices of spacecraft, which are used to provide a rigid electromechanical connection between two spacecraft that are joined in space conditions with a hermetic transition tunnel.
  • invention provides the possibility of autonomous power
  • a device is known (patent RU 2221731) representing
  • solar battery of the spacecraft consisting of a frame on which the main pyrocheck is fixed, upper and lower shutters, pairwise connected together and mounted on a frame rigidly connected to the drive mounted on the spacecraft body.
  • An additional pyrocheka is also installed on the frame, with the main and
  • the upper and lower sealed domes on the outside are covered with solar panels to collect solar energy, which allows to provide a large area of the solar battery and apply experience in technologies for deploying the module in orbit
  • the invention is known - a system of thermal control of a space object (patent RU 2404092), which relates to means for ensuring the required thermal regime of spacecraft and is intended to provide comfortable (in the range 18 ⁇ 5 ° C) conditions for people on board the orbital module.
  • the technical result of the known invention is to increase the reliability of the thermal control system of a space object with a long service life.
  • a device is known (patent RU 2270790), which is a system containing blocks issuing an angle and angular velocity, the first and second adders, a relay amplifier with a dead zone and executive bodies (IO) controlling the movement of the center of mass and around the center of mass of the spacecraft (SC).
  • IO dead zone and executive bodies
  • the of the invention is to increase the accuracy of stabilization of the spacecraft when controlling the motion of the spacecraft while improving the quality of transients in the presence of an external disturbing moment.
  • This invention relates to astronautics and can be used, in particular, when approaching and approaching during the docking process, including for the proposed orbital module.
  • Known invention (patent RU 2500590), which relates to the creation of regenerative physico-chemical maximally closed life support systems for the crew of the spacecraft (SC) of long-term functioning. This invention is used to create maximum isolation of the spacecraft crew life support system.
  • this system provides all compartments with environmental parameters necessary for the life of the crew, as well as delivers water to the connecting and airlock compartment and utilizes solid and liquid waste in the airlock compartment.
  • life support system units are delivered to the space inside the domes after their deployment, and special greenhouse compartments are installed for growing oxygen producing plants on board.
  • An active space object (AKO) is launched into a reference orbit, and characteristics convergence pulses (HIS) according to the nominal parameters of the reference orbit and applied to the AKO at the first turn, then determine the HIS by
  • the invention allows to reduce the duration of approach to a passive space object.
  • the proposed control method can be used for approaching and subsequent docking of the described invention, launched into orbit by a carrier rocket as an active space object (AO) and a space station, as a passive space object (AEC).
  • AO active space object
  • AEC passive space object
  • the invention relates to space rocket technology and
  • the device consists of a housing in which the panels of the solar battery are placed in a folded state, and a compartment with a battery placed in it, electrically connected through the control unit and matching with the solar battery and a cylinder with a component of the working fluid for electric jet engines.
  • These devices can be used for emergency opening of the umbrella orbital module in manual mode.
  • the electric propulsion engines of the known device are mounted on the elements of the domes and the rod in such a way that the use of jet propulsion reveals the module similarly to a manual umbrella.
  • the technical result of the claimed invention is an orbital module in the form of an automatically folding and folding folding umbrella with a hollow rod and an additional lower dome, which forms the upper space and the spaces inside the hollow rod and the docking compartment of the rod relative to the domes and is airtight and intended for human life.
  • the design of the umbrella module is similar to the designs of the inflatable modules, but differs in that it is expanded by a spring mechanism and an electric motor, gradually filling with a gas mixture by analogy with a folding umbrella, folding and folding automatically.
  • the dome of the umbrella module consists of two parts and, in addition to the upper part, which is typical for mass-produced umbrellas, has the lower part of the dome sealed to it and the lower sleeve.
  • the lower part of the dome has additional spokes and rods connected to the spokes and rods of the upper dome so that the lower dome is folded
  • the disclosure is carried out by the crew from inside the module and astronauts from outside the module, which move the domes and the rod to the open position using special devices that attach
  • the mobile parts of the umbrella module reactive traction and move them to the open position.
  • the opening of the umbrella module occurs in such a way that the hatch through which the rod is exited to the dome is exactly between the spring links of the folding mechanism.
  • the domes of the umbrella module module are similar to the domes used in inflatable modules, but differ in that they have an umbrella shape and are used as a flexible solar battery from the outside. However, the inside of the dome also consist of durable,
  • panoramic video cameras are installed to simulate portholes using projectors or other special devices inside the dome.
  • the design of the umbrella modules allows you to repeatedly unfold and fold the lower and upper domes for preliminary testing of this process on the Earth's surface, and then in airless space for the possibility of moving the umbrella module using transport ships for re-docking. This is done through the use of similar automation of opening and closing an umbrella with one hand, as it is used in light industry, but excellent in that it has many large dimensions and controls,
  • umbrella modules located inside the orbital module.
  • the design of umbrella modules for these purposes is preliminarily calculated using the finite element method to lay down the necessary strength of the telescopic compartment, frame and domes of the modules according to individual layouts with dimensions varying depending on the required dimensions of the module.
  • the umbrella module produces in the unfolded state.
  • Umbrella design module in the open position (front view with transparent domes shown and top view):
  • an umbrella is placed in orbit
  • the orbital module is in the folded position and is docked to the passive docking device with its active docking device (30).
  • the module was assembled and tested for opening and closing, as well as the successful operation of all service systems according to the schemes and drawings of the invention in accordance with modern
  • the orbital umbrella module is an analogue of a giant automatically opening
  • the module is equipped with on-board radio systems with antennas (26), propulsion systems (25) with nozzles (24),
  • a special compartment (27) between the external (9) and internal (8) cases of the transition compartment (7) there are units of the life support system, which, after docking, is connected to the main life support systems of the space station to ensure that zone (19) inhabited by the station crew inside the transition compartment (7) immediately after docking.
  • the knitting needles (10) and part of the surface of the lower dome can cover with themselves a rigidly fixed sleeve (2) partially cover the outer case (9) of the transition compartment ( 7).
  • the operation and functioning of the module consists in its opening and closing using the control system (50), or in emergency manual mode.
  • the main function of the service systems while maintaining the inside of the domes (1 and 2), the rod (3) and the transition compartment of the habitable zones (19) due to the work of the life support system and installed behind
  • the procedure for deploying the upper (1) and lower (2) domes in automatic mode After docking the active docking device (30) with a passive docking device on board the space station, the procedure for deploying the upper (1) and lower (2) domes in automatic mode.
  • the control system (50) sends a signal to deploy the umbrella module and the spring (32) moves the shutter (34) to a position that allows the spring (6) and the limiting spring (13) to transfer the telescopic rod (3) and the dome ( 1 and 2) to the open position.
  • the inner cable (35) begins to unwind the brake friction clutch (41), the rotation speed of which is controlled by the system (50) to maintain a safe deployment speed.
  • a microswitch is activated inside the manhole trough (49) by moving the ball (48), which starts the process of filling the living volume (19) with air from pressure cylinders (33) and signals the control system (50) that the deployment has begun and is ready for transition to the folding process.
  • the speed of the cylinder pressurization system (33) is also additionally controlled by the control system (50).
  • the deployment process stops when the outer cables (39) connected to the inner cable (35) go to the extreme position in the airtight grooves (21).
  • the connection of the inner cable (35) and the outer cables (39) is next to the rollers (36), and the spring (6) and the limiting spring (13) are in their open position.
  • the spokes (10) of the upper dome rod (11) and the lower dome rod (12) stand in their open position and shape the upper (1) and lower (2) domes.
  • the inner tube (4) and the outer tube (5) of the telescopic rod (3) are also in the extended position, while the access hatch (28) on the surface of the rod is exactly between the links of the limiting spring (13). This position allows unhindered passage from the hollow rod (3) to the space between the upper (1) and lower (2) domes.
  • the lower coupling (14) moves in such a way that the spokes (10) and rods (11 and 12) are in the open position and give the domes (1 and 2) the shape of the deployed position.
  • panoramic cameras (22) can be installed on the outside of the domes (1 and 2), and projectors (29) can be installed inside to create video windows, and additional lighting devices are also placed.
  • flexible pipelines and switching from life support systems and power supply in the compartment (27) are laid, which were in the folded position before the module was deployed.
  • movable walls (18) of fabric or other flexible material are installed, thus limiting the space for the greenhouse compartment (17).
  • the inner cable (35) and the outer cable (39) can be disconnected from each other to exclude the possibility
  • the folding of the umbrella occurs after the dismantling of the equipment installed inside the domes (1 and 2), the inner cable (35) is connected to the external cables (39). Vacuum pumps are connected to the cylinders (33), and the docking device (30) and the access hatch (28),
  • the control system (50) gives a signal to start folding up to the electric motor (46), the battery (47) of which was charged from the power supply system in the compartment (27) and solar panels on the outer surface of the domes (1 and 2).
  • the electric motor transmits rotation through the small bevel gear (45) to the large bevel gear (43) and the inner cable (35), passing along the roller (44) starts to wind up on the pulley (42).
  • the inner cable (35) pulls the outer cables (39), which
  • the brake friction clutch (41) receives control signals from the control system (50) and controls the clotting speed of the orbital umbrella module.
  • the air inside the module is gradually pumped by installed vacuum pumps into cylinders (33).
  • the folding of the orbital umbrella module stops when the ball (48) moves the microswitch inside the sunroof (49) to a position that signals the control system (50) to complete the folding procedure.
  • the electric motor (46) instantly turns off, and the vacuum pumps stop working when the required pressure is reached in the cylinders (33).

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Tents Or Canopies (AREA)

Abstract

Модуль зонтичной конфигурации имеет верхний (1) и нижний (2) купола и связанный с ними полый телескопический стержень (3) с пружиной (6). Купола покрыты снаружи солнечными батареями. На нижнем конце установлен переходный отсек (7) с активным стыковочным устройством (30) и служебными системами (24-27) внутри отсека. Система управления раскрытием и складыванием модуля снабжена тросами, проложенными внутри и снаружи стержня (3). Для наддува модуля при раскрытии и образования жилого пространства (19) предусмотрены баллоны со сжатым газом. В пространстве (19) между куполами устанавливаются отсеки (17) оранжереи и проекторы (29), которые совместно с наружными видеокамерами (22) образуют видео -иллюминаторы. Изобретение обеспечивает увеличение располагаемого жилого пространства в составе модуля.

Description

Зонтичный орбитальный модуль
Область техники, к которой относится изобретение.
Устройство является космическим аппаратом (КА) и представляет собой модуль космической станции в форме увеличенного в размерах раскладного автоматического зонта с дополнительным нижним куполом, полым
стержнем и агрегатами систем для создания внутри верхнего и нижнего герметичных куполов пригодного для жизни и деятельности человека пространства, состыкованного с космической станцией в аналоге рукоятки зонта.
Техническим результатом заявленного изобретения является больший герметичный объём, пригодных для жизни отсеков, по сравнению с существующими орбитальными модулями, в том числе надувными.
Уровень техники.
Из анализа уровня современной техники следует, что данное изобретение является уникальным и не имеет аналогов в мире, но основывается на совокупности и существенной доработке реально существующих и активно применяющихся технических решений и изобретений.
Известно изобретение зонта (патент RU 2206258), которое относится к лёгкой промышленности и касается дорожных принадлежностей, а именно предметов личного пользования, в частности складных зонтов с
автоматическим закрытием и открытием.
Представленное изобретение использует за основу конструкции
орбитального модуля автоматический складной зонт, созданный в масштабе сложенного состояния соразмерно с допустимыми габаритами вывода на орбиту груза и выполненного из конструкционных материалов, бортовых систем норм безопасности, применяемых в аэрокосмической технике.
Известно изобретение (патент US 6231010) представляющее из себя надувной орбитальный модуль, состоящий из жесткой внутренней структуры и надувной оболочки герметично прикреплённой к внутренней конструкции.
В представленном изобретении технологии раскрытия зонтичного модуля на манер зонта позволяет при тех же габаритах пусковой конфигурации получить гораздо больше пространства внутри модуля после его развёртывания на орбите. При этом раскрытие осуществляется совокупной работой электродвигателя, пружинных механизмов и системы воздушных насосов с возможным применением пирочек.
Описываемое изобретение стыкуется к космической станции, например МКС, или известного из уровня техники изобретения (патент SU 1840691) представляющее из себя орбитальный комплекс для наблюдения
поверхности Земли.
Описываемое изобретение является научным или жилым модулем
подобного комплекса, но отличается от существующих модулей тем, что позволяет вывести и развернуть на орбите герметичный отсек больших габаритах при тех же габаритах запускаемой ракетоносителем полезной нагрузки.
Стыковка описываемого изобретения с орбитальны комплексами
производится аналогично современному уровню техники, например, с помощью агрегата стыковочного пассивного (патент RU 2349517). Это известное изобретение относится к космической технике, в частности к стыковочным устройствам космических аппаратов, которые применяются для обеспечения жесткой электромеханической связи между двумя стыкующимися в условиях космического пространства космическими аппаратами с обеспечением герметичного переходного туннеля.
Из уровня техники так же известен способ электропитания космического аппарата (патент RU 2574475) заключающийся в том, что для электропитания космического аппарата обеспечивают совместную работу солнечной батареи и литий-ионной аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, заряжают аккумуляторную батарею от солнечной батареи, измеряют и контролируют основные параметры бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, производят поэлементный контроль напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и наличие тока ее разряда. При появлении тока разряда блокируют проведение балансировки аккумуляторов, а при исчезновении - продолжают. Обеспечивается
повышение эффективности использования литий-ионных аккумуляторных батарей в составе системы электропитания низколетящего космического аппарата. Использование этого известного способа в рамках предложенного
изобретения предоставляет возможность автономного питания
орбитального модуля на протяжении его работы в составе орбитального комплекса и, следовательно, не потребует доработки системы
электроснабжения КС. Однако в случае необходимости системы
электропитания модуля и станции могут быть объединены и подпитывать друг друга.
Известно устройство (патент RU 2221731) представляющее из себя
солнечную батарею космического аппарата, состоящую из рамы, на которой закреплена основная пирочека, верхних и нижних створок, попарно связанных между собой и установленных на раме, жестко связанной с приводом, закрепленным на корпусе космического аппарата. На раме также установлена дополнительная пирочека, причем штоки основной и
дополнительной пирочек взаимодействуют с коромыслом, которое
шарнирно связано с кронштейном, жестко закрепленным на нижней створке солнечной батареи. Технический результат - повышение надежности раскрытия солнечных батарей.
В описываемом изобретении верхний и нижний герметичные куполы с внешней стороны покрыты солнечными батареями для сбора солнечной энергии, что позволяет обеспечить большую площадь солнечной батареи и применять в технологиях развёртывания модуля на орбите опыт
развёртывания солнечных батарей.
Известно изобретение - система терморегулирования космического объекта (патент RU 2404092), которое относится к средствам обеспечения требуемого теплового режима космических аппаратов и предназначено для обеспечения комфортных (в диапазоне 18±5 °С) условий нахождения людей на борту орбитального модуля. Техническим результатом известного изобретения является повышение надежности работы системы терморегулирования космического объекта при длительном сроке эксплуатации.
В описываемом устройстве данная система терморегулирования КА обеспечивает требуемый температурный режим во всех отсеках
орбитального модуля.
Известно устройство (патент RU 2270790) представляющую из себя систему, содержащую блоки выдачи угла и угловой скорости, первый и второй сумматоры, релейный усилитель с зоной нечувствительности и исполнительные органы (ИО) управления движением центра масс и вокруг центра масс космического аппарата (КА). Техническим результатом
изобретения является повышение точности стабилизации КА при управлении движением КА с одновременным улучшением качества переходных процессов при наличии внешнего возмущающего момента.
Данное изобретение относится к космонавтике и может быть использовано, в частности, при сближении и причаливании в процессе стыковки, в том числе и для предлагаемого орбитального модуля.
Существует изобретение (патент RU 2498399) , которое относится к области дистанционного управления бортовой регистрирующей аппаратурой (БРА) космических аппаратов (КА). Техническим результатом является повышение удобства и надежности одновременного подключения к устройству различной бортовой регистрирующей аппаратуры.
В описываемом изобретении помимо дистанционного управления БРА КА осуществляется так же дистанционное управление процессом
развёртывания куполов описываемого изобретения.
Известно изобретение (патент RU 2500590), которое относится к созданию регенерационных физико-химических максимально замкнутых систем жизнеобеспечения экипажа космического аппарата (КА) длительного функционирования. Данное изобретение применяется для создания максимальной замкнутости системы жизнеобеспечения экипажа КА.
В описываемом изобретении данная система обеспечивает все отсеки параметрами среды, необходимыми для жизни экипажа, а так же подаёт воду в соединительный и шлюзовой отсек и утилизирует твёрдые и жидкие отходы в шлюзовом отсеке. При этом в пространство внутри куполов агрегаты системы жизнеобеспечения доставляются после их развёртывания, а также устанавливаются специальные отсеки оранжереи для выращивания на борту растений, производящих кислород.
Известен способ (патент RU 2490181) управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом, который может быть использован для стыковки двух космических объектов, один из которых активный, а другой - пассивный. На опорную орбиту выводят активный космический объект (АКО), определяют характеристики импульсов сближения (ХИС) по номинальным параметрам опорной орбиты и прикладывают к АКО на первом витке, затем определяют ХИС по
фактическим параметрам орбиты АКО и прикладывают на последующих витках. Изобретение позволяет сократить продолжительность сближения с пассивным космическим объектом.
Предлагаемый способ управления может быть использован при сближении и последующей стыковке описываемого изобретения, выведенного на орбиту ракетоносителем в качестве активного космического объекта (АКО) и космической станции, в качестве пассивного космического объекта (ПКО).
Известно изобретение (патент RU 2560545), которое представлено
индивидуальным средством передвижения космонавтов в открытом космосе. Изобретение относится к ракетно-космической технике и
предназначено для обеспечения безопасности космонавта при работе на поверхности пилотируемой космической станции в открытом космосе.
Индивидуальное средство передвижения космонавта в открытом космосе представляет собой дополнительное устройство, прикрепленное к
скафандру космонавта. Устройство состоит из корпуса, в котором размещены панели солнечной батареи в свернутом состоянии, и отсека с размещенным в нем аккумулятором, электрически связанным через блок управления и согласования с солнечной батареей и баллоном с компонентом рабочего тела для электрореактивных двигателей.
Данные устройства могут применяться для аварийного раскрытия зонтичного орбитального модуля в ручном режиме. При этом электрореактивные двигатели известного устройства крепятся на элементы куполов и стержня таким образом, чтобы применение реактивной тяги раскрывало модуль аналогично ручному зонту.
Раскрытие изобретения.
Техническим результатом заявленного изобретения является орбитальный модуль в форме автоматически раскладывающегося и складывающегося складного зонта с полым стержнем и дополнительным нижним куполом, который образует е верхним куполом и пространствами внутри полого стержня и стыковочного отсека стержня относительно куполов герметичное и предназначенное для жизнедеятельности человека пространство. Конструкция зонтичного модуля аналогична конструкциям надувных модулей, но отличается тем, что раскладывается пружинным механизмом и электродвигателем, постепенно заполняясь газовой смесью по аналогии со складным зонтом, раскладывающимся и складывающимся автоматически. При этом купол у модуля-зонта состоит из двух частей и помимо характерной для массово применяемых зонтов верхней части имеет герметично сшитую с ней и нижней втулкой нижнюю часть купола. Нижняя часть купола имеет дополнительные спицы и штанги, соединённые со спицами и штангами верхнего купола так, чтобы нижний купол в сложенном положении
находился под верхним куполом. В раскрытом состоянии надуваемое пространство между куполами модуля соединено с переходным отсеком полым герметичным телескопическим стержнем, служащем для перехода по нему в герметичное пространство купола. Для осуществления процедур раскрытия и закрытия модуля зонтичной конструкции в переходном отсеке расположена система для обеспечения автоматического развёртывания и складывания, аналогичная механизмам, применяемым в складных зонтах. В дополнение к автоматической системе развёртывания в модуле есть возможность производство развёртывания в аварийном ручном режиме из переходного отсека, расположенного в основании полого стержня, после стыковки орбитального зонтичного модуля с космической станцией. В этом случае раскрытие осуществляется экипажем изнутри модуля и космонавтами снаружи модуля, которые перемещают купола и стержень в раскрытое положение при помощи специальных устройств, которые придают
подвижным частям зонтичного модуля реактивную тягу и передвигают их в раскрытое положение. При этом раскрытие модуля-зонта происходит таким образом, чтобы люк, через который осуществляется выход из стержня в купол, оказался точно между звеньями пружины раскладного механизма. По всей окружности на стыке верхнего и нижнего куполов после их раскрытия на орбите для снижения нагрузки на систему кондиционирования
установлены гидропонические установки с водорослями для производства кислорода.
С внешней стороны стыковочного отсека модуля зонтичной конструкции расположены силовые установки с топливными баками для совершения стыковочных манёвров, антенны радиостанций, телеметрическое
оборудование, система автономного электропитания и жизнеобеспечения, которые могут быть подключены к аналогичным системам космической станции. Купола модуля зонтичной конструкции аналогичны куполам, применяемым в надувных модулях, но отличается тем, что имеют зонтичную форму и с внешней стороны используются как гибкая солнечная батарея. Однако с внутренней стороны купола также состоят из прочных,
поглощающих вредное воздействие космического пространства
композитных материалов. С внешней стороны куполов могут быть
установлены панорамные видеокамеры для имитации иллюминаторов с помощью проекторов или других специальных устройств внутри купола.
Для обеспечения удобства в испытаниях и транспортировке на орбиту конструкция зонтичных модулей позволяет неоднократно раскладывать и складывать нижний и верхний купол для предварительной отработки этого процесса на поверхности Земли, а затем в безвоздушном пространстве для возможности перемещения зонтичного модуля с помощью транспортных кораблей для повторной стыковки. Это осуществляется посредством использования аналогичной автоматизации открывания и закрывания зонта одной рукой, как это применяется в лёгкой промышленности, но отличной тем, что имеет много большие габариты и органы управления,
расположенные внутри орбитального модуля. Конструкция зонтичных модулей для этих целей предварительно просчитывается методом конечных элементов для заложения необходимой прочности телескопического отсека, каркаса и куполов модулей по индивидуальным макетам с варьируемыми в зависимости от необходимых размеров модуля габаритами. При этом в составе космической станции переход между орбитами, как и движение по заданной орбите, зонтичный модуль производит в разложенном состоянии.
Краткое описание чертежей.
1. Модуль зонтичной конструкции в раскрытом положении (фронтальный вид е показанными прозрачными куполами и вид сверху):
1. Верхний купол;
2. Нижний купол;
3. Стержень с внутренним светодиодным освещением;
4. Внутренняя трубка;
5. Внешняя трубка; 6. Пружина;
7. Переходной отсек модуля зонтичной конструкции;
8. Внутренний корпус переходного отсека;
9. Внешний корпус переходного отсека;
10. Спицы;
11. Штанги верхнего купола;
12. Штанги нижнего купола;
^.Ограничительная пружина;
14. Нижняя втулка;
15. Верхняя втулка;
16. Коронка;
17. Отсек оранжереи;
18. Съёмная стенка;
19. Обитаемые зоны модуля зонтичной конструкции;
20. Жестко закреплённая муфта;
21. Герметичные желоба (для внешних тросов);
22. Панорамные видеокамеры;
23. Иллюминатор;
24. Сопло маневровых двигателей;
25. Отсеки двигательных установок и топливных баков;
26.Антенны бортовых систем;
27. Отсек для бортовых систем и агрегатов системы жизнеобеспечения;
28. Переходный люк;
29. Проекторы; Активное стыковочное устройство; Внутреннее освещение стрежня; ь зонтичной конструкции в сложенном положении: Пружина; Баллоны наддува с газом под давлением; 3атвор; Внутренний трос; Ролики (для тросов); Дополнительные ролики; Ось; Внешние тросы; Негерметичные желоба (для внешних тросов); Тормозная фрикционная муфта; Шкив; Большое коническое зубчатое колесо; Ролик; Малое коническое зубчатое колесо; Электродвигатель; Аккумулятор; Шарик; Люк с желобом и микровыключателем; Система управления раскладыванием и складыванием модуля зонтичной конструкции; Осуществление изобретения.
Для осуществления изобретения на орбиту выводится зонтичный
орбитальный модуль в сложенном положении и стыкуется к пассивному стыковочному устройству своим активным стыковочным устройством (30). При этом до процедуры выведения на Земле модуль собран и испытан на раскрытие и закрытие, а также успешную работу всех служебных систем по схемам и чертежам изобретения в соответствии современным
сертификационным нормам для аэрокосмической техники.
В сложенном положении орбитальный зонтичный модуль представляет собой аналог гигантского автоматически раскрывающегося и
складывающегося зонта, но вместо ручки зонта в основании стержня (3) находится переходный стыковочный отсек (7) с переходным люком (28). Для осуществления стыковки модуль оснащён бортовыми радиосистемами с антеннами (26), двигательными установками (25) с соплами (24),
необходимой аппаратурой телеметрии и бортовыми системами управления в специальном отсеке (27) между внешними (9) и внутренними (8) корпусами переходного отсека (7). В этом же отсеке (27) находятся агрегаты системы жизнеобеспечения, которая после стыковки подключена к основным системам жизнеобеспечения космической станции для обеспечения внутри переходного отсека (7) наличия обитаемой для экипажа станции зоны (19) сразу после стыковки.
В зависимости от размеров куполов (1 и 2) и компонентов стержня (3) в закрытом положении орбитального зонтичного модуля спицы (10) и часть поверхности нижнего купола могут закрывать собой жестко закреплённую муфту (2) частично закрывать внешний корпус (9) переходного отсека (7).
Работа и функционирование модуля заключается в его раскрытии и закрытии при помощи системы управления (50), либо в аварийном ручном режиме. Основная функция служебных систем при этом остаётся поддержание внутри куполов (1 и 2), стержня (3) и переходного отсека обитаемых зон (19) благодаря работе системы жизнеобеспечения и установленных за
переносными панелями (18) отсеков оранжерей (17) между краями верхнего (1) и нижнего (2) куполов.
После стыковки активного стыковочного устройства (30) с пассивным стыковочным устройством на борту космической станции осуществляется процедура развёртывания верхнего (1) и нижнего (2) куполов в автоматическом режиме. В этом случае система управления (50) подаёт сигнал на развёртывание зонтичного модуля и пружина (32) переводит затвор (34) в положение, позволяющее находившемся в напряжении пружине (6) и ограничительной пружине (13) перевести телескопический стержень (3) и купола (1 и 2) в открытое положение. При этом внутренний трос (35) начинает раскручивать тормозную фрикционную муфту (41), скорость вращения которой управляется с систему (50) для соблюдения безопасной скорости развёртывания. При этом внутри желоба люка (49) срабатывает микровыключатель за счёт перемещения шарика (48), что запускает процесс заполнения жилого объёма (19) воздушной средой из баллонов под давлением (33) и сигнализирует системе управления (50) об успешном начале развёртывания и готовности для перехода к процессу складывания. Скорость работы система наддува баллонов (33) также дополнительно контролируется системой управления (50).
Процесс развёртывания останавливается, когда внешние тросы (39), соединённые с внутренним тросом (35), переходят в предельное положение в герметичных желобах (21). При этом соединение внутреннего троса (35) и внешних тросов (39) оказывается рядом с роликами (36), а пружина (6) и ограничительная пружина (13) оказываются в своём раскрытом положении. Спицы (10) штанги верхнего купола (11) и штанги нижнего купола (12) встают в своё раскрытое положение и придают форму верхнему (1) и нижнему (2) куполам. Внутренняя трубка (4) и внешняя трубка (5) телескопического стержня (3) также оказываются в раздвинутом положении, при этом переходный люк (28) на поверхности стержня оказывается точно между звеньями ограничительной пружины (13). Это положение позволяет беспрепятственный проход из полого стержня (3) в пространство между верхним (1) и нижним (2) куполами.
В случае блокировки пружины (6) развёртыванием зонтичного модуля осуществляется в ручном режиме. В этом случае допускается при
необходимости частично отклонить спицы (10) и поверхность нижнего купола (2), чтобы подключить устройства, формирующие реактивную тягу к нижней муфте (14). Включением реактивной тяги нижняя муфта (14) передвигается таким образом, чтобы спицы (10) и штанги (11 и 12) встали в раскрытое положение и придали куполам (1 и 2) форму развёрнутого положения. После развёртывания модуля зонтичной конструкции с внешней стороны куполов (1 и 2) могут быть установлены панорамные видеокамеры (22), а внутри проекторы (29) для создания видео иллюминаторов, а также размещены дополнительные осветительные приборы. Внутрь куполов (1 и 2) по стержню (3) прокладываются гибкие трубопроводы и коммутация от систем жизнеобеспечения и электроснабжения в отсеке (27), находившихся до развёртывания модуля в сложенном положении. По краям куполов (1 и 2) устанавливаются передвижные стенки (18) из ткани или другого гибкого материала, ограничивающие таким образом пространство для отсека оранжереи (17). Внутренний трос (35) и внешний тросы (39) могут быть отсоединены друг от друга для исключения возможности
несанкционированного складывания орбитального зонтичного модуля.
Свёртывание зонта происходит после демонтажа установленного внутри куполов (1 и 2) оборудования, осуществляется соединение внутреннего троса (35) с внешними тросами (39). К баллонам (33) подключаются вакуумные насосы, а стыковочное устройство (30) и переходный люк (28),
установленный рядом с устройством (30), герметично закрываются. Система управление (50) подаёт сигнал на начало свёртывания электродвигателю (46), аккумулятор (47) которого подзаряжался от системы электроснабжения в отсеке (27) и солнечных батарей на внешней поверхности куполов (1 и 2). Электродвигатель передаёт через малое коническое зубчатое колесо (45) вращение на большое коническое зубчатое колесо (43) и внутренний трос (35), проходя по ролику (44) начинает накручиваться на шкив (42). При этом внутренний трос (35) тянет за собой внешние тросы (39), которые
передвигают нижнюю муфту (14) ближе к жестко закреплённой муфте (20), что приводит к складыванию спиц (10) и штанг (11 и 12) в убранное
положение. Тормозная фрикционная муфта (41) получает управляющие сигналы от системы управления (50) и контролирует скорость свёртывания орбитального зонтичного модуля. В процессе свёртывания воздушная среда внутри модуля постепенно закачивается установленными вакуумными насосами в баллоны (33). Свёртывание орбитального зонтичного модуля останавливается, когда шарик (48) переводит микровыключатель внутри желоба люка (49) в положение, сигнализирующее системе управления (50) о завершении процедуры свёртывания. При этом моментально отключается электродвигатель (46), а вакуумные насосы прекращают работу при достижении в баллонах (33) требуемого давления.

Claims

Формула изобретения «Зонтичный орбитальный модуль»
1) Модуль зонтичной конструкции аналогичен устройству современных надувных орбитальных модулей, но отличается тем, что его
раскрывающаяся и складывающаяся форма аналогична конструкции автоматического складного зонта, но гораздо больших габаритов с полым телескопическим стержнем и дополнительным нижним куполом, которые образуют с ручки зонта, которая представляет собой орбитальный модуль со всеми служебными системами, а также системой управления раскрытия и складывания модуля,
отсоединяемыми после раскрытия тросами, проложенными
параллельно внутри и снаружи стержня в герметичных желобах, и баллонами со сжатым газом для наддува модуля при раскрытии на орбите и образования пригодного для жизни пространства,
удерживающего атмосферу между покрытыми снаружи солнечными батареями куполами, стержнем и переходным отсеком; при этом после развёртывания модуля внутри куполов устанавливаются отсеки оранжереи, дополнительное оборудование и проекторы, которые могут совместно с установленными снаружи куполов панорамными видеокамерами создавать видео иллюминаторы внутри куполов.
PCT/RU2018/000865 2018-12-25 2018-12-25 Зонтичный орбитральный модуль WO2020139101A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2018/000865 WO2020139101A1 (ru) 2018-12-25 2018-12-25 Зонтичный орбитральный модуль

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2018/000865 WO2020139101A1 (ru) 2018-12-25 2018-12-25 Зонтичный орбитральный модуль

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2020139101A1 true WO2020139101A1 (ru) 2020-07-02

Family

ID=71127382

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2018/000865 WO2020139101A1 (ru) 2018-12-25 2018-12-25 Зонтичный орбитральный модуль

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2020139101A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111986418A (zh) * 2020-07-22 2020-11-24 周静 自适应覆盖面积拓展系统

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3144219A (en) * 1961-04-05 1964-08-11 Schnitzer Emanuel Manned space station
US4730797A (en) * 1985-08-12 1988-03-15 Minovitch Michael Andrew Inflatable core orbital construction method and space station
RU2013106170A (ru) * 2013-02-13 2014-08-20 Олег Александрович Александров Космическая станция с искусственной гравитацией, с безрасходной системой ориентации, аварийной системой спасения и способ ее возвращения
RU2643307C2 (ru) * 2015-12-30 2018-01-31 Алексей Игоревич Салмин Способ монтажа в космосе изначально раскрытого термостойкого твердого бесстропового парашюта для многотонных грузов, спускаемых с орбиты планеты

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3144219A (en) * 1961-04-05 1964-08-11 Schnitzer Emanuel Manned space station
US4730797A (en) * 1985-08-12 1988-03-15 Minovitch Michael Andrew Inflatable core orbital construction method and space station
RU2013106170A (ru) * 2013-02-13 2014-08-20 Олег Александрович Александров Космическая станция с искусственной гравитацией, с безрасходной системой ориентации, аварийной системой спасения и способ ее возвращения
RU2643307C2 (ru) * 2015-12-30 2018-01-31 Алексей Игоревич Салмин Способ монтажа в космосе изначально раскрытого термостойкого твердого бесстропового парашюта для многотонных грузов, спускаемых с орбиты планеты

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111986418A (zh) * 2020-07-22 2020-11-24 周静 自适应覆盖面积拓展系统

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10443976B2 (en) Carriage for rocket launch system
US5927653A (en) Two-stage reusable earth-to-orbit aerospace vehicle and transport system
US10131265B2 (en) Trailer for autonomous vehicle
US20050151006A1 (en) High altitude reconnaissance vehicle
WO1997038903A9 (en) Two-stage reusable earth-to-orbit aerospace vehicle and transport system
CN104340379A (zh) 航天飞船全程逃逸塔和整流罩再利用装置组合
KR20240065057A (ko) 이동수단용 배터리 충전장치
WO2020139101A1 (ru) Зонтичный орбитральный модуль
CN205554630U (zh) 一种智能便捷安全的航天器
RU2626418C2 (ru) Аквааэрокосмический летательный аппарат
Kondyurin Design and Fabrication of Large Polymer Constructions in Space
CN205608522U (zh) 一种高效安全的航天器姿态调整器
CA2875466C (en) Lift ring assembly for a rocket launch system
RU2621805C2 (ru) Транспортное средство для межпланетного сообщения (варианты)
KR20240076754A (ko) 이동수단용 배터리 충전장치
CN111361761A (zh) 一种柔性可折展的大舷窗航天器构型
KR20240075787A (ko) 이동수단용 배터리 충전장치
KR20220001149U (ko) 비행선
Contest-Winner et al. Project Rigel: Mars Sample Return

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 18944359

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 18944359

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1