[go: up one dir, main page]

WO2012070978A1 - Способ энергообеспечения космических аппаратов-накопителей - Google Patents

Способ энергообеспечения космических аппаратов-накопителей Download PDF

Info

Publication number
WO2012070978A1
WO2012070978A1 PCT/RU2011/000002 RU2011000002W WO2012070978A1 WO 2012070978 A1 WO2012070978 A1 WO 2012070978A1 RU 2011000002 W RU2011000002 W RU 2011000002W WO 2012070978 A1 WO2012070978 A1 WO 2012070978A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
energy
spacecraft
cargo
loads
oxygen
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Ceased
Application number
PCT/RU2011/000002
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Александр Олегович МАЙБОРОДА
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Individual
Original Assignee
Individual
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 Individual filed Critical Individual
Priority to US13/988,720 priority Critical patent/US20130233974A1/en
Publication of WO2012070978A1 publication Critical patent/WO2012070978A1/ru
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/002—Launch systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/1078—Maintenance satellites
    • 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
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • 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
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems

Definitions

  • the invention relates to space transportation systems, their energy supply, methods of cargo delivery into space and cargo exchange between spacecraft.
  • the beginning of the industrialization of space means the gradual transfer of the production of various products and energy from Earth to outer space. This requires much cheaper methods of transporting materials and equipment from Earth to a low earth orbit, and from it to deep space, as well as backflow from the Moon and asteroids to a low earth orbit.
  • the practiced technologies are not capable of ensuring the full-scale industrialization of extraterrestrial space. A significant reduction in the unit cost of delivering cargo to space while ensuring the environmental safety of the cargo flow is an important issue of space exploration.
  • PROFAK PROF AC - PROpulsive Fluid Accumulator - liquid fuel accumulator
  • the essence of the project is that the load, in this case the components of rocket fuel, is taken directly from the atmosphere.
  • the PROFAK device is equipped with an electric propulsion engine in which the outflow rate of the working substance exceeds the speed of the substance coming from the atmosphere.
  • PROFAK moving in an orbit, at the border of dense layers of the atmosphere, captures discharged air, compresses it by gas-dynamic compression in the intake and in compressors, and gives and emits liquid oxygen.
  • the remaining nitrogen “PROFAC” is used in a nuclear electric propulsion engine to compensate for losses due to aerodynamic drag.
  • the method implemented in the PROFAK project has advantages due to the fact that electric motors are used, which have a long service life and low cost.
  • One of the options for eliminating this main disadvantage is the method of accumulation of atmospheric oxygen and nitrogen using a low-orbit near-earth storage spacecraft (CSC) with remote power supply from medium-height energy-emitting laser complexes (Eskov Yu.M. Ecologically Clean World Electric Power Industry and Cosmonautics in the 21st Century // Academy of Trinitarianism. - M .: El 277-6567, publication JS214590, 03.10.2007, pp.41-45).
  • the system that implements this method consists of a group of space-borne energy-emitting stations (CES), which provide a constant power supply to several canals in orbits about 105 km high.
  • CES space-borne energy-emitting stations
  • a system is used to convert the energy of solar radiation and its transmission to the CSC — a satellite solar power station, for example, an infrared laser with thermal heating by solar radiation.
  • the CSC a satellite solar power station
  • an infrared laser with thermal heating by solar radiation instead of a nuclear electric generator, this system uses a thermal turbo-electric transducer.
  • the disadvantage of the system under consideration is the non-use in the propulsion system of thermal energy in the amount of about 30 MJ / kg emitted during the accumulation of air in the process of its deceleration relative to the CAS. In terms of the accumulated part of the substance in the form of oxygen, this is 129 MJ / kg of thermal energy loss.
  • the rockets used for outputting loads in the described way start strictly in the vertical direction, release the cargo and fall down to Earth, where are being serviced and reused.
  • the released load is positioned in such a way that it enters the opening of the large chamber used for receiving the loads, then inside the chamber it collides with a large mass.
  • the camera used for cargo acceptance is placed on a very thin film of a material.
  • the main advantage of the CSC's method of operating for delivering solid cargo to orbit with their acceleration due to the almost free kinetic energy of lunar raw material ejected by the lunar spacecraft is the use of cheap and reliable single-stage rockets with a large payload, which reduces the cost of delivering goods to space tenfold.
  • 155 method does not provide for the use of the energy of exothermic reactions of substances supplied on board the KAHN, for example, water or oxygen with aluminum, magnesium and iron to convey kinetic energy to loads, although the author admits that with respect to different types of cargo there can be many chemical reactions with some mate-
  • the method consists of the preliminary launching of a spacecraft accumulator into the orbit, which seizes and accelerates the loads that are in the path of movement of this storage vehicle, their accumulation and further transfer to other spacecraft, as well as compensation for the speed losses of the storage spacecraft. the seizure of cargo and air
  • Cargoes are launched at suborbital speed in a variety of ways with the CSC trajectory intersecting for the time required for their capture by the storage device. Overshoot The cargo on the path of the CAS is produced by a multitude of small portions distributed over a given part of the trajectory of the spacecraft
  • the quality of the remote control can be used as jet (rocket) systems (for example, electric propulsion, solar thermal rocket engines, etc.) and non-rocket systems that do not need a working substance, for example, an electrodynamic cable system (EDTS) that uses force to create thrust.
  • EDTS electrodynamic cable system
  • the working substance for reactive control enters the CAS with the load.
  • the power supply of the remote control is provided by a satellite solar power station (SSES) connected to the CAS.
  • SSES satellite solar power station
  • a space accumulator and a SSE can be connected with a cable of a cable electric motor, which ensures that the camera is removed to the front
  • the solar power station is at altitudes with minimal aerodynamic drag.
  • the main advantage of the method under consideration is that the load in the CSC is supplied with a jet (stream) of a substance, which reduces the mass of the buffer substance (the brake medium) and the receiving fluid itself by several orders of magnitude.
  • the 200 of the invention provides for the delivery on board the CAN of various substances, the chemical combination of which could under certain conditions serve as a source of energy for the KAN propulsion system, but are not used in this method.
  • 205 is the creation of a method of energy supply of spacecraft storage devices, which allows to reduce the unit cost of delivering cargo to space, while reducing the weight and size characteristics of the power plant and increasing the environmental safety of cargo traffic through the organization of interorbital circuits of energy carriers and
  • the method includes the capture and acceleration of atmospheric air and cargo in the path of its movement and pre-
  • the propulsion systems are used, both of the reactive type with the flow of a part of the incoming load or air, and of an electrodynamic type, based on a cable motor-generator, which forms a vertical satellite system.
  • the work of the propulsion system of the storage space vehicle is ensured by the delivery of cargo
  • the proposed method allows to reduce unit costs for access
  • the method involves the use of cargo as energy for the supply of energy to the remote control, which is significant.
  • the method involves the organization of the interorbital circulation of substances-energy carriers - waste-free multiple use of substances-energy carriers with the recovery of energy expended on other
  • the DSC can be installed as
  • 265 as EDTS or cable engine, or electric propulsion, or combined type.
  • Delivering cargo to a low earth orbit in the energy aspect means the transfer of kinetic energy in a volume of more than 30 MJ / kg, if we consider only the transverse component of velocity.
  • the launch energy determined by the transverse velocity will be less and will amount to 27.3 MJ / kg.
  • cargo and energy carriers that ensure the transfer of kinetic energy to cargo are separated and, as a rule,
  • thermodynamic properties of substances 32 MJ / kg when moving in the equatorial plane in the direction of rotation of the planet.
  • Some fuels have a similar energy intensity - beryllium and oxygen give 24.4 MJ / kg, lithium and fluorine - 23.5 MJ / kg (hereinafter information about the thermodynamic properties of substances
  • the use of cargo as energy for CAS provides the CSC with energy in chemical and thermal forms in the amount of 51.7 MJ / kg for cargo consisting of beryllium and oxygen and 50.8 MJ / kg for
  • 315 cargo in the form of lithium and fluorine cargo in the form of lithium and fluorine.
  • hybrid fuel cells including solid fuel
  • brake heat into electricity in combined-cycle plants with an efficiency of 0.6
  • the total power output of the on-board power station KAN will give more than 35 MJ / kg for cargo
  • the cargo delivered to orbit by the claimed method represents
  • 325 is a beryllium oxide, lithium fluoride, or other products of an exothermic chemical reaction, which are further used as structural and similar materials in industrial activities in space. Some of these chemical compounds are decomposed into their initial components for further use as fuel.
  • Fuel regeneration is carried out on spacecraft with higher orbits, where it is convenient to use solar concentrators and solar batteries, and also because of the height of the orbit (more than 800 km), the use of nuclear reactors is permissible.
  • lithium obtained as a result of decomposition of lithium fluoride enters long-term orbital storages of rocket
  • the actual energy intensity of fluorine at 355 lithium oxidation from lithium from on-board reserves of the CAS reaches a value of 32, ZMJ / kg. Taking into account the brake heat additionally emitted by fluorine, this ultimately provides energy of 59.6 MJ / kg.
  • a method involving the decomposition of chemical reaction products, that is, fuel regeneration, and the organization of an interorbital 360 cycle of decomposition and synthesis products makes it possible to use more accessible and convenient substances, such as aluminum and oxygen, instead of deficient beryllium and inconvenient fluorine.
  • Deliveries of hydrogen from the Earth during its oxidation by fluorine from the onboard 365 reserves of the CAS give an energy release of 270 MJ per 1 kg of hydrogen.
  • heat of 27.3 MJ / kg is added to this value, which raises the specific value of energy supply to almost 300 MJ / kg.
  • Such an excess of energy makes it possible, when hydrogen is supplied to the KAH, for every 1 kilogram it is possible to transport an additional 8.29 kilograms of any other substances from the Earth without taking into account the use of heat generated in the cargo receiving chamber.
  • the mass of associated cargoes may increase to 16.58 kg per 1 kg of cargo in the form of hydrogen.
  • 380 shaft would be from 8 to 16 kg of air.
  • the process of air accumulation by the apparatus of the class PROF AC can be carried out not only as an associated process of accumulation of hydrogen flows, but also as an independent process, based on energy release during exothermic reactions of oxygen and nitrogen with some
  • the acceleration of the load is required only up to a speed of 3692 m / s.
  • the best specific impulse would be twice the value of the load velocity relative to the CAS - 7384 m / s.
  • the kinetic energy of such a jet is equal to 27.3 MJ / kg, and the thrust of electric propulsion with consumption
  • thermochemical rocket engines 445 rocket fuel, and the use of typical thermochemical rocket engines to compensate for braking forces.
  • satellites with mirror concentrators can be used as heaters at altitudes of 350-500 km.
  • the purpose of the operation is to obtain the heat emitted during the deceleration of the fluxes of these substances in the cargo receiving chambers, which is quickly stored in the onboard heat accumulators and then used for a long time.
  • KAN with a cable engine is a vertical
  • the cable coating is periodically updated - substances that react with air molecules are removed by automatic devices and the same devices moving periodically up and down along the cable, new portions of absorbent substances are applied. Substances that have entered into a chemical reaction with air molecules,
  • the first or more precisely the intermediate stage of the implementation of the method of power supply of the CAS from the accumulated cargoes will be the combined use of the proposed method with the prototype method, which is convenient in cases of the use of the CSC with a large cable length, thanks to which the solar power station that performs the auxiliary
  • the function can be brought to heights where the deceleration forces of residual gases will be sufficiently small.
  • the implementation of the method looks like the launch of a suborbital PH almost in a vertical direction to the height of the KAH receiving chamber, for example, to a height of 120 km.
  • the most profitable fuel will be a beryllium vapor.
  • oxygen is delivered in the form of a wire - a string or ribbon, which stretches along the trajectory of an approaching CSC with the help of two auxiliary devices equipped with micro-missile control systems.
  • Oxygen is delivered as one or two jets of a supercooled liquid, which is formed along the trajectory of the
  • the speed of unwinding the string (wire) is 50–250 m / s, the rate of ejection of a jet of fluid is 50–100 m / s.
  • the mass of the ballast residue of liquid air (or high-boiling chemical compounds of nitrogen with oxygen) and part of the captured solid cargoes can increase the mass of the lower unit to 50 or more tons. Therefore, when the mass of the captured portion of the fuel component is 50 kg, the lower unit receives from
  • the loss of speed of the spacecraft accumulator is compensated for by the acceleration of the system reported by a cable motor or an EDTS.
  • the acceleration of the system reported by a cable motor or an EDTS.
  • Braking impulses from the seizure of cargo periodically knock close to the circular orbit of the satellite cable system.
  • the length of the cable is adjusted.
  • the next step in the implementation of the proposed method of energy supply for the CSC can be considered a complete rejection of the use of a solar power plant and recourse to an additional kinetic
  • the next step in the implementation of the proposed method of energy supply for the CAS can be considered the transition to the use of additional energy of solar or nuclear power stations located on other spacecraft circulating in higher orbits,
  • the cargo transferred from the space accumulator to the orbital storages for the most part are various chemical compounds of elements with fluorine, oxygen, chlorine, nitrogen and carbon, which is convenient for long-term storage and for use as a container
  • Cargo flow from CAN to space the consumer devices and orbital storages in the form of products of exothermic reactions are complemented by a counter-flow of cargo from the spacecraft towards the space accumulator in the form of ready-made fuel components to the energy release in the space accumulator.
  • a closed circuit is used to energize the processes of cargo accumulation instead of solar energy converters using various low-calorie fuel pairs, for example, such as the above-mentioned aluminum-nitrogen, boron-nitrogen, lithium-hydrogen, hydrogen-oxygen, hydrogen-fluorine, silicon oxygen, aluminum
  • 650 orbital tugs with remote control in the form of electric propulsion and EDTS are used.
  • Some interorbital tugs perform the functions of simplified storage devices and, at the same time, refueling vehicles to ensure the transfer of cargo between spacecraft with direct transfer at relative speeds of up to 3000 m / s.
  • the final stage in the implementation of the proposed method of energy supply for the CSC can be considered the use of waste heat from nuclear power stations that are used on high-capacity satellites as compact energy sources of production equipment for the regeneration of the CSC fuel charges.
  • Such circulation of heat accumulating substances can be carried out together with the circulation of chemical compounds.
  • Solar heat sources should also be used to charge heat accumulators.
  • the method of power supply of the CAS with heat from a nuclear satellite power station is implemented through a shuttle movement of a group of interorbital tugs between the orbits of the upper unit of the cable CSC, which is located at an altitude of 200 km and a spacecraft with a nuclear reactor at an altitude of 800 km.
  • Tugs equipped with EDTS are equipped with EDTS
  • the speed of the velocity is approximately equal to the difference of circular velocities at altitudes of 200 and 800 km, that is, to spend enough energy to acquire a speed of 333 m / s.
  • the energy consumption will be 55.44 MJ in its pure form, and taking into account the overall efficiency of the steam-gas installation and the cable motor equal to 0.5, the lifting
  • 690 margin is 400 MJ.
  • this energy reserve is sufficient to supply the CSC when it accumulates 12.5 kg of cargo directed from the Earth, as well as the subsequent delivery of this mass of cargo to any buoy from circular orbits in the altitude range from 200 to 800 km.
  • the use of the 695 lithium hydride thermal accumulator with a specific energy capacity of 2.85 MJ / kg to 41 kg increases the weight of the cargo brought into space for one trip of the tug.
  • the method of energy supply to the CAS with energy based on the return of cargo from spacecraft with a nuclear or solar satellite 700 power station is implemented similarly according to a scheme similar to the above, only instead of the supply of quantities of heated substance to the CSC, regenerated fuel charges are delivered.
  • circulation of portions of a substance based on boron and oxygen will at least 6.4 times increase the energy supply of the CSC and instead of 41 kg of cargo per portion 705 of energy carrier it will provide 262 kg, and using beryllium-oxygen charges per serving of energy carrier will provide output to orbit 350 kg of cargo instead of 41 kg.
  • ADTS is a method of power supply of a space accumulator with a rocket propulsion system.
  • the rocket engine cannon is a system similar to the design that implements the prototype.
  • the CSC may also have a cable (thinner than an EDTS cable) for placing a towed camera on it, but it is operated in cable-free form.
  • the cargo delivered by the suborbital PH is seized in a perigee.
  • the braking impulse from the second seizure of cargo transfers the CSC to a circular orbit, the movement in which for the purpose of accumulating air can to occur for some time in the presence of the required energy reserve or the CSC immediately upon entering a low circular orbit includes an electric propulsion and
  • Cargo delivery by suborbital rocket launchers is carried out with additional acceleration in the transverse direction with a horizontal velocity component of approximately half
  • the cycle has the following parameters.
  • the optimal direction for the implementation of the method is the combined use of a CAS with a remote control in both the form of ADTS and a rocket control, which are used in such a way that they provide the highest
  • An example of such an implementation of the method as applied to a CAS with a combined remote control is two CSCs that circulate in similar orbits in opposite directions and open the working cycle by exchanging loads between themselves. Freight exchange is used to create brake
  • rocket remote control devices are initially used, providing a characteristic speed of 60 m s and using nitrogen as a working medium (partially)
  • the 770th CSC (in fact, forcedly, to rationalize aerodynamic drag) at low altitudes, and upon reaching an altitude of about 200 km, the transition from rocket control systems to EDTS is performed. For this, the EDTS cable is rolled up and unfolded into the working position at the required moments of changing the orbit parameters of each of the CAN. Subsequent
  • the exchange of cargoes takes place in a circular orbit with a maximum height (-1000 km) for orbits traveled by the devices in interorbital maneuvers.
  • the collisional orbits of the CSC pass in a common plane, with different
  • the mass of the load for a given CAN speed is chosen such that the impulse from capture causes the CAN to move to an elliptical orbit with a minimum low perigee height (-100 km).
  • the thermal energy received as a result of the braking of oncoming loads is stored by thermal accumulators.
  • the possibility of using goods as energy carriers in the proposed method allows to reduce unit costs for delivering goods to space, to reduce the weight and dimensions of the power plant, and the organization of the inter-orbital circulation of substances and energy carriers makes it possible to increase safety and cost efficiency.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Fuel Cell (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергообеспечению космических транспортных систем и организации грузопотока между космическими аппаратами (КА) на орбитах вокруг планеты. Способ включает захват и ускорение КА-накопителем атмосферного воздуха и грузов, находящихся на траектории его движения. Грузы предварительно доставляют на эту траекторию соответствующими, в том числе суборбитальными КА, а затем передают на другие КА. Компенсация потерь скорости КА-накопителя от захвата и ускорения атмосферного воздуха, грузов и аэродинамического сопротивления осуществляется двигательной установкой (ДУ). ДУ могут использовать реактивные двигатели - с расходом части поступающего груза или электродинамические тросовые системы. Работа ДУ КА- накопителя обеспечивается поставкой грузов-энергоносителей с применением атмосферных газов. При этом организуется система межорбитального круговорота этих грузов-энергоносителей, с восстановлением их энергии на других КА для повторного использования в КА-накопителе. Изобретение направлено на снижение удельных затрат по доставке грузов в космос при сопутствующих улучшении массогабаритных характеристик энергоустановки КА- накопителя и повышении экологической безопасности грузопотока.

Description

СПОСОБ ЭНЕРГООБЕСПЕЧЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ-НАКОПИТЕЛЕЙ
Изобретение относится к космическим транспортным системам, их энергообеспечению, способам доставки грузов в космос и грузообмена между космическими аппаратами.
Начавшаяся индустриализация космоса означает постепенный пе- 5 ренос производства различных изделий и энергии с Земли в космическое пространство. Это требует наличия гораздо более дешёвых способов транспортировки материалов и оборудования с Земли на низкую около- земную орбиту, и с неё в дальний космос, а так же обратного потока с Луны и астероидов на низкую околоземную орбиту. Практикуемые тех- Ю нологии не способны обеспечить полномасштабную индустриализацию внеземного пространства. Существенное снижение удельных затрат на доставку грузов в космос с одновременным обеспечением экологической безопасности грузопотока является важной проблемой космонавтики.
Существует группа технических решений обозначенной проблемы. 15 Известен проект С. Деметриади под названием «ПРОФАК» (PROF АС - PROpulsive Fluid Accumulator - аккумулятор жидкого топлива), (Гэтланд К. Космическая техника. Иллюстрированная энциклопедия. Перевод с английского. - М.: Мир, 1986). Суть проекта состоит в том, что груз, в данном случае компоненты ракетного топлива, берется непосредственно 0 из атмосферы. Аппарат «ПРОФАК» снабжен электроракетной двигатель- ной установкой, в которой скорость истечения рабочего вещества пре- вышает скорость вещества поступающего из атмосферы. Таким образом, обеспечивается высокая доля полезного груза в общей массе поступаю- щего воздуха из-за малой доли веществ, расходуемых в электроракетной 5 двигательной установке. «ПРОФАК», перемещаясь по орбите, у границы плотных слоев атмосферы захватывает разряженный воздух, сжимает его путем газодинамического сжатия в заборнике и в компрессорах, охлаж- дает и выделяет жидкий кислород. Оставшийся азот «ПРОФАК» исполь- зует в ядерном электроракетном двигателе для компенсации потерь на аэродинамическое сопротивление. Способ, реализуемый в проекте «ПРОФАК» имеет преимущества за счет того, что используются электро- ракетные двигатели, имеющие большой ресурс работы и низкую стои- мость.
Комментаторы проекта «ПРОФАК» отмечают, что на высоте 100км давление воздуха на входе в теплообменник накопителя очень низкое, поэтому могут потребоваться дополнительные системы - нагнетатели (криокомпрессоры) или же адсорбционные устройства, вымораживающие (Бурдаков В.П., Данилов Ю.И. Физические проблемы космической тяго- вой энергетики. - М., Атомиздат, 1969). Таким образом, хотя к процессам аккумуляции воздуха орбитальной установкой применимы почти все из- вестные в вакуумной технологии приемы связывания молекул газов, включая химические способы, в рассматриваемом изобретении не преду- смотрено использование экзотермических реакций в качестве источника энергии для двигательной установки. Напротив, процесс аккумуляции воздуха на борту искусственного спутника рассматривается как исключи- тельно энергозатратный процесс.
Несмотря на экономическую привлекательность, размещение рабо- тающего ядерного реактора на предельно низкой орбите в верхних слоях атмосферы является основным недостатком системы «ПРОФАК». Меж- дународные соглашения запрещают размещение ядерных реакторов на высотах ниже 800 км.
Одним из вариантов устранения указанного основного недостатка является способ накопления атмосферного кислорода и азота с помощью низкоорбитального околоземного космического аппарата-накопителя (КАН) с дистанционным энергоснабжением со средневысотных энерго- излучательных лазерных комплексов (Еськов Ю.М. Экологически чистая мировая электроэнергетика и космонавтика в XXI веке // «Академия Три- нитаризма». - М.: Эл 277-6567, публикация JS214590, 03.10.2007, с.41-45). Система, реализующая данный способ, состоит из группы космических энергоизлучательных станций (КЭС), которые обеспечивают постоянное энергопитание нескольких КАН на орбитах высотой около 105 км. В ка- честве КЭС применяется система преобразования энергии солнечного из- лучения и его трансляция к КАН - спутниковая солнечная энергостанция, например инфракрасный лазер с тепловым нагревом солнечным излуче- нием. Вместо ядерного электрогенератора в данной системе использует- ся тепловой турбоэлектромашинный преобразователь.
Основное преимущество системы КАН с дистанционным энерго- снабжением от лазерных КЭС в отличие от КАН типа «ПРОФАК» с энер- госнабжением от ядерного реактора состоит в обеспечении экологиче- ской безопасности при возникновении аварийной ситуации.
Недостатком рассматриваемой системы является не использование в двигательной установке тепловой энергии в объеме порядка 30 МДж/кг, выделяемой при аккумуляции воздуха в процессе его торможения отно- сительно КАН. В пересчете на аккумулированную часть вещества в виде кислорода это 129 МДж/кг потерь тепловой энергии.
Все рассмотренные выше способы предназначены для сбора и на- копления газообразного сырья из атмосферы Земли и последующего по- лучения одного из компонентов топлива - окислителя, но при этом не решается проблема доставки в космос других видов сырьевых веществ, включая твердые. То есть проблема получения топлива на орбите реша- ется частично, а доставка иных видов грузов в космос таким способом вообще невозможна.
В патентах US4775120, US5199671 решается проблема доставки в космос различных твердых материалов с Земли ударным ускорением за счет передаваемой неупругим ударом кинетической энергии грузов из внеземных материалов. Внеземные вещества посылаются космическими аппаратами, базирующимися на поверхности Луны и на орбитах в около- лунном пространстве. В соответствии с содержанием вышеуказанных па- тентов США для приема грузов с Земли и с Луны используют массивный 90 низкоорбитальный искусственный спутник. На базе спутника ударами производят передачу импульса движения от высокоскоростных лунных грузов низкоскоростным земным. Поэтому вместо того, чтобы направ- лять ракету на высоту низкоорбитальной базы и разгонять её до полного выравнивания скоростей, ракеты, используемые для вывода грузов опи- 95 сываемым способом, стартуют строго в вертикальном направлении, вы- пускают груз и падают вниз на Землю, где проходят техническое обслу- живание и используются повторно. Выпускаемый груз позиционируется таким образом, что он входит в отверстие крупной камеры, используемой для приёма грузов, затем он внутри камеры сталкивается с большой мас-
100 сой вещества около центра камеры таким образом, что груз остаётся внутри камеры и стенки камеры остаются неповреждёнными. Грузы с Земли со скорость около 8 км/с поступают через переднее входное отвер- стие камеры, а грузы лунного материала со скоростью около 11 км/с по- ступают через заднее входное отверстие камеры с относительной скоро-
105 стью около 3 км/с. Так как вектор-сумма моментов материалов, направ- ляемых с Земли и направляемых с Луны, приблизительно равна нулю, благодаря правильному подбору масс, то высота и скорость спутника, ис- пользуемого для получения грузов остаются практически неизменными.
Камеру, используемую для приемки грузов, размещают на очень
ПО низкой околоземной орбите благодаря применению вертикального фала длиной около 100 км от центра масс спутниковой системы, которая также имеет верхний блок массы, на высоте 100 км от центра масс. В такой вер- тикальной спутниковой системе с двумя крупными блоками масс наи- лучшим местом расположения крупной приёмной камеры является ниж- ний блок, т.к. легче (дешевле ввиду расхода топлива и т.п.) транспорти- ровать грузы с Земли на меньшую высоту. Атмосферное сопротивление среды в отношении верхнего блока массы гораздо меньше, соответствен- но, производственную базу с крупными зеркалами и солнечными бата- реями оптимально размещать именно там. Предпочтение должно быть отдано транспортировке сухих материалов, воды и других веществ для переработки в базу-противовес, в которой для получения водорода и ки- слорода может использоваться электролиз, а также применяться оборудо- вание для очистки лунного сырья и изготовления из него кабелей для фа- лов. Возможно также обустройство парников на базе, требующих нали- чия большого пространства и на которых осуществляется переработка отходов в пищевые продукты.
Основное преимущество изложенного способа работы КАН по дос- тавке твердых грузов на орбиту с разгоном их за счет почти даровой ки- нетической энергии лунного сырья, выбрасываемого окололунным кос- мическим аппаратом, состоит в использовании дешевых и надежных од- ноступенчатых ракет с большой грузоподъемностью, что в десятки раз снижает стоимость доставки грузов в космос.
В рассматриваемом способе энергообеспечения процесса доставки грузов автор указывает на возможные варианты использования тепловой энергии, образующейся в камере приема грузов, например, в целях обог- рева, исключая возможность использования данного вида энергии непо- средственно для доставки грузов. Этот недостаток очевидным образом, обусловлен сложностью поднятия температуры буферного вещества, зна- чительно выше 200 градусов Цельсия, для получения практически зна- чимого КПД использования тепла, в результате необходимости гасить в приемной камере взрывоподобные удары грузов избыточно большой массой буферного вещества (в сотни раз большей массы самого груза). Большая масса буферного вещества, таким образом, неизбежно снижает температурный перепад до практически неприемлемого уровня. Сам ав-
145 тор особо отмечает то обстоятельство, что хотя вещество, движущееся со скоростью около 7400 м/с, обладает кинетической энергией около 6500 грамм-калорий на 1 грамм массы, однако, при смешивании этого вещест- ва с жидкостью внутри камеры (буферным веществом), среднее повыше- ние температуры всех таких материалов составляет не более нескольких
150 градусов Цельсия. По сути, в рассматриваемом способе автор говорит только о том, что большая часть кинетической энергии грузов с помощью теплообменных устройств может быть преобразована в полезную тепло- вую энергию и тем самым исключает возможность обратного преобразо- вания тепловой энергии в полезную кинетическую. Кроме того, в данном
155 способе не предусмотрено использование энергии экзотермических реак- ций веществ поставляемых на борт КАН, например, воды или кислорода с алюминием, магнием и железом для сообщения грузам кинетической энергии, хотя автор признает, что в отношении различных видов груза может происходить множество химических реакций с некоторыми мате-
160 риалами ввиду высокотемпературного локализованного нагревания при столкновении, однако указанные химические реакции рассматриваются им как негативные и фактически бесполезные для работы КАН процессы.
В изобретении RU2398717, выбранном в качестве прототипа, масса буферного вещества многократно снижена благодаря предложенному
165 способу приема грузов. Способ заключается в предварительном выведе- нии на орбиту КАН, осуществляющего захват и ускорение грузов, нахо- дящихся на пути движения данного аппарата-накопителя, их накопление и дальнейшую передачу на другие космические аппараты, а так же ком- пенсацию потерь скорости аппарата-накопителя от захвата грузов и аэро-
170 динамического сопротивления. Грузы запускаются с суборбитальной скоростью разнообразными способами с пересечением траектории КАН на время, необходимое для их захвата аппаратом-накопителем. Выброс груза на пути КАН производится множеством мелких порций, распреде- ляемых на заданном участке траектории движения космического аппара-
175 та-накопителя, который затем в виде протяженного облака дискретных частиц или сплошного потока твердого или жидкого вещества поступает в камеру приема грузов, где происходит уравнивание скоростей груза и КАН. Компенсация потерь скорости КАН от захвата груза и аэродинами- ческого сопротивления осуществляется двигательной установкой (ДУ). В
180 качестве ДУ могут использоваться как реактивные (ракетные) системы (например, ЭРД, гелиотермические ракетные двигатели и другие), так и не ракетные системы, не нуждающиеся в рабочем веществе, например электродинамическая тросовая система (ЭДТС), использующая для соз- дания тяги силу Ампера на основе взаимодействия с ионосферой и маг-
185 нитным полем планеты. Рабочее вещество для реактивной ДУ поступает в КАН вместе с грузом. Энергоснабжение ДУ осуществляется спутнико- вой солнечной энергостанцией (ССЭС) соединенной с КАН. При исполь- зовании ЭДТС в качестве ДУ, КАН и ССЭС могут быть соединены кабе- лем тросового электродвигателя, что обеспечивает вынос камеры на пре-
190 дельно низкие высоты, а солнечной энергостанции на высоты с мини- мальным аэродинамическим сопротивлением.
Основным достоинством рассматриваемого способа является пода- ча груза в КАН струей (потоком) вещества, что на несколько порядков снижает массу буферного вещества (тормозной среды) и самой приемной
195 камеры. Однако, это преимущество не используется в целях получения высокотемпературного тепла и его дальнейшего использования данного вида энергии непосредственно для доставки грузов. Напротив, образую- щееся тепло не используется и сбрасывается в окружающее пространство при помощи радиаторов-излучателей. Кроме того, в рассматриваемом
200 изобретении предусмотрены поставки на борт КАН различных веществ, химическое соединение которых могло бы при определенных условиях служить источником энергии для двигательной установки КАН, но в данном способе не используются.
Технической задачей, на решение которой направлено изобретение,
205 является создание способа энергообеспечения космических аппаратов- накопителей, позволяющего снизить удельные затраты на доставку гру- зов в космос, снижая при этом массогабаритные характеристики энерго- установки и повышая экологическую безопасность грузопотока за счет организации межорбитального кругооборота веществ-энергоносителей и
210 повышения удельной мощности двигательной установки и её коэффици- ента полезного действия путем использования химической энергии ве- ществ, полностью или частично образующих входящий груз, и кинетиче- ской энергии грузов (системы грузов и КАН) выделяющейся в тепловой форме при относительном торможении принимаемых грузов.
215 Указанный технический результат достигается при помощи предла- гаемого способа энергообеспечения космических аппаратов- накопителей.
Способ включает захват и ускорение аппаратом-накопителем атмо- сферного воздуха и грузов, находящихся на пути его движения и предва-
220 рительно выброшенных суборбитальными и космическими аппаратами, а так же их передачу на другие космические аппараты. Компенсация по- терь скорости космического аппарата-накопителя от захвата и ускорения атмосферного воздуха, грузов и аэродинамического сопротивления, осу- ществляется двигательной установкой, питаемой энергией от спутнико-
225 вой энергостанции. Двигательные установки используют, как реактивно- го типа с расходом части поступающего груза или воздуха, так и элек- тродинамического, на основе тросового двигателя-генератора, образую- щего вертикальную спутниковую систему. Работа двигательной установ- ки космического аппарата-накопителя обеспечивается поставкой грузов-
230 энергоносителей с применением атмосферных газов. При этом организу- ется система межорбитального круговорота грузов-энергоносителей по восстановлению энергии грузов на других космических аппаратах для повторного использования в космическом аппарате-накопителе.
Предлагаемый способ позволяет снизить удельные затраты на дос-
235 тавку грузов в космос в результате увеличения грузопотока в полтора- два раза по сравнению с аналогами за счет использования тепла, выраба- тываемого при относительном торможении грузов в КАН, для энерго- снабжения ДУ. Кроме того способ предусматривает использование гру- зов в качестве энергоносителей для обеспечения энергией ДУ, что значи-
240 тельно снижает потребность в использовании других источников энер- гии, в том числе и солнечной энергии, требующей использования гро- моздких конструкций. Таким образом, существенное снижение или пол- ный отказ от использования солнечной энергии позволяет перейти на более высокоэффективные и компактные энергостанции с повышенной
245 удельной мощностью и коэффициентом полезного действия, снижая при этом общие массогабаритные характеристики энергоустановки.
Способ предполагает организацию межорбитального кругооборота веществ-энергоносителей - безотходное многократное использование ве- ществ-энергоносителей с восстановлением затраченной энергии на дру-
250 гих космических аппаратах, удаленных от Земли, что повышает экономи- ческую эффективность и экологическую безопасность грузопотока.
Можно выделить несколько основных уровней предложенного спо- соба энергоснабжения космического аппарата-накопителя: энергоснаб- жение поставками топлива с Земли совместно с поставками энергии от
255 солнечной спутниковой энергостанции; энергоснабжение поставками то- плива с Земли в сочетании с сообщением недостающей кинетической энергии дополнительным поперечным (горизонтальным) разгоном грузов суборбитальными РН; энергоснабжение поставками топлива с Земли в сочетании с рекуперацией тепловой энергии (от торможения аккумули- 260 руемых веществ) и преобразованием её в кинетическую; энергоснабже- ние поставками топлива космическими аппаратами, осуществляемого на основе межорбитального кругооборота регенерируемых веществ- энергоносителей; энергоснабжение на основе комбинаций перечислен- ных способов. При этом двигательная установка КАН может быть как в
265 виде ЭДТС или тросового двигателя, так и электроракетного, либо ком- бинированного типа.
Доставка груза на низкую околоземную орбиту в энергетическом аспекте означает передачу кинетической энергии в объеме более 30 МДж/кг, если считать только поперечную составляющую скорости. При
270 запуске на экваториальную орбиту высотой 100 км в направлении враще- ния Земли энергия запуска, определяемая поперечной скоростью, будет меньше и составит 27,3 МДж/кг. В известных и практически значимых случаях при доставке грузов в космос, груз и энергоносители, обеспечи- вающие передачу кинетической энергии грузу, разделены и, как правило,
275 энергоносители объединены с рабочим веществом. В виду того, что удельная энергоемкость лучших ракетных топлив находится в диапазоне 9-13 МДж/кг и при ракетном способе доставки грузов в космос прихо- дится тратить энергию и на ускорение массы энергоносителя, на 1 кг гру- за приходится расходовать энергию объемом 220-250 МДж.
280 КАН с ДУ в варианте с ЭРД (с КПД равным 0,5), для аккумуляции
1 кг груза или воздуха также предполагает значительный расход энергии - 110-120 МДж/кг (в электрической форме). Химических энергоносите- лей с такой емкостью не существует, однако КАН с ДУ в варианте с тро- совым электродвигателем с КПД равным 0,85 (далее везде по тексту зна-
285 чение КПД тросового двигателя принимается равным 0,85), требует всего
32 МДж/кг при движении в экваториальной плоскости в направлении вращения планеты. Некоторые топлива имеют близкую энергоемкость - бериллий и кислород дают 24,4 МДж/кг, литий и фтор - 23,5 МДж/кг (здесь и далее информация о термодинамических свойствах веществ при-
290 водится по данным сайта «XuMuK.ru»), что даёт возможность большую часть энергии для ДУ поставлять вместе с грузами-энергоносителями, а её незначительный дефицит восполнять от солнечной энергостанции. Ос- новной выигрыш здесь - сокращение в несколько раз площади и массы преобразователей солнечной энергии. Если за основу расчетов принять,
295 что преобразование химической энергии грузов в электрическую осуще- ствляется в топливных элементах с КПД равным 0,8 (далее везде по тек- сту значение КПД топливных элементов принимается равным 0,8), то то- гда грузы из бериллия и кислорода сокращают площадь солнечных бата- рей в 2,6 раз, а грузы из лития и фтора в 2,4 раза.
300 Полное же освобождение от громоздких солнечных преобразовате- лей достигается несущественным форсированием суборбитальных РН. Требуемый баланс поставок и расхода энергии может обеспечить сооб- щение грузам некоторой дополнительной скорости в поперечном (гори- зонтальном) направлении.
305 Следующий уровень энергоснабжения КАН обеспечивает значи- тельное сокращение требуемых приростов скоростей суборбитальных РН. Существует невостребованный энергетический ресурс - захват груза космическим аппаратом-накопителем, приводит к выделению тепловой энергии в результате относительного торможения захваченного вещества
310 в камере приема грузов. На той же экваториальной орбите это дает 27,ЗМДж/кг тепловой энергии. Таким образом, использование грузов в качестве энергоносителей для КАН обеспечивает поступление в КАН энергии в химической и тепловой формах в сумме равной 51,7 МДж/кг для груза состоящего из бериллия и кислорода и равной 50,8 МДж/кг для
315 груза в виде лития и фтора. При генерации электроэнергии в гибридных топливных элементах (в том числе на твердом топливе) с реальным КПД в диапазоне 0,8-0,85 и преобразовании тормозного тепла в электричество в парогазовых установках с КПД равном 0,6, суммарный выход электро- энергии бортовой энергостанции КАН даст более 35 МДж/кг для грузов-
320 энергоносителей на основе бериллия с кислородом и лития с фтором, при потребности в обеспечении тросового двигателя энергией в размере 32 МДж/кг (здесь и далее принимается, что парогазовые установки преобра- зования тепла в электроэнергию имеют КПД равный 0,6).
Доставленный на орбиту заявленным способом груз представляет
325 собой оксид бериллия, фторид лития или другие продукты экзотермиче- ской химической реакции, которые в дальнейшем используются в качест- ве конструкционных и аналогичных материалов при промышленной дея- тельности в космосе. Часть этих химических соединений для дальнейше- го использования в качестве топлива разлагают на исходные компоненты.
330 Регенерация топлива осуществляется на космических аппаратах с более высокими орбитами, на которых удобно использование солнечных кон- центраторов и солнечных батарей, а так же в виду высоты орбиты (более 800 км) допустимо использование ядерных реакторов.
Кислород, полученный в результате разложения оксида бериллия
335 тогда поступает в долговременные орбитальные хранилища ракетного топлива, а металлический бериллий возвращается на низкую орбиту в КАН для повторного использования, что в данном случае межорбиталь- ного кругооборота горючего даёт возможность направлять с Земли в КАН кислород без бериллия плюс при необходимости любые другие гру-
340 зы в виду того, что в данной схеме кругооборота горючего, фактическая энергоемкость кислорода при окислении им бериллия из бортовых запа- сов КАН достигает величины в 38 МДж/кг.
Аналогично литий, полученный в результате разложения фторида лития, поступает в долговременные орбитальные хранилища ракетного
345 топлива и конструкционных материалов, а фтор возвращается на низкую орбиту в КАН для повторного использования. В данной схеме кругообо- рота окислителя, фактическая энергоемкость лития при окислении его фтором из бортовых запасов КАН достигает величины в 88,5 МДж/кг. Избыток энергии с учетом добавления тепла от торможения даёт воз- 350 можность при поставках в КАН лития на каждый 1 его килограмм допол- нительно транспортировать с Земли еще 2,6 килограммов любых других веществ.
В ином варианте при организации межорбитального кругооборота лития и поставках с Земли фтора, фактическая энергоемкость фтора при 355 окислении им лития из бортовых запасов КАН достигает величины в 32,ЗМДж/кг. С учетом тормозного тепла дополнительно выделяемого фтором это в итоге обеспечивает энергию в 59,6 МДж/кг.
Способ, предусматривающий разложение продуктов химической реакции, то есть регенерацию топлива, и организацию межорбитального 360 кругооборота продуктов разложения и синтеза дает возможность вместо дефицитного бериллия и неудобного в обращении фтора использовать более доступные и удобные вещества, например, такие как алюминий и кислород.
Поставки с Земли водорода при его окислении фтором из бортовых 365 запасов КАН дают выделение энергии в размере 270 МДж на каждый 1 кг водорода. Дополнительно к этой величине прибавляется тепло объемом 27,3 МДж/кг, что поднимает удельную величину энергоснабжения почти до 300 МДж/кг. Такой избыток энергии даёт возможность при поставках в КАН водорода на каждый 1 его килограмм дополнительно транспорти- 370 ровать с Земли еще 8,29 килограммов любых других веществ без учета использования тепла выделяемого в камере приема грузов. С использова- нием этого ресурса масса попутных грузов может возрасти до 16,58 кг на 1 кг груза в виде водорода. Замена фтора кислородом не существенно уменьшает производство энергии для двигательной установки КАН - ге- 375 нерация энергии снижается до 119,5 МДж на 1 кг водорода. Избыточное энерговыделение при поставках водорода с Земли в КАН с межорбитальным кругооборотом окислителя в виде фтора или ки- слорода удобно при параллельном заборе атмосферных кислорода и азо- та. Тогда на каждый 1 кг накопленного водорода КАН попутно захваты-
380 вал бы от 8 до 16 кг воздуха.
Процесс аккумуляции воздуха аппаратом класса PROF АС может осуществляться не только как попутный процесс аккумуляции потоков водорода, но и как самостоятельный процесс, базирующийся на энерго- выделении при экзотермических реакциях кислорода и азота с некоторы-
385 ми металлами из регенерируемых бортовых запасов, например, берилли- ем, цирконием или гафнием. Здесь наилучшим металлом по цене, миро- вым запасам и физико-химическим свойствам является цирконий - ки- слород при взаимодействии с ним выделяет 45,2 МДж/кг (плюс 27,3 МДж в виде тепла торможения), а азот выделяет 26,5 МДж/кг (плюс 27,3
390 МДж/кг).
Не смотря на худшие параметры, теоретический и практический интерес имеют и способы энергоснабжения КАН с ДУ в варианте с ЭРД и другими типами ракетных ДУ.
Выше указывалось, что КАН с ДУ в варианте ЭРД (с КПД рав-
395 ным 0,5), для аккумуляции 1 кг груза также предполагает значительный расход электроэнергии - 110-120 МДж/кг. В связи с тем, что не сущест- вует химических энергоносителей с таким удельным энергозапасом, проблема снабжения ЭРД в требуемом объеме энергией поставками гру- зов-энергоносителей только с Земли решается увеличением скорости су-
400 борбитальных ракет - поставщиков грузов в КАН в поперечном (гори- зонтальном) направлении, с таким расчетом, чтобы запас химической энергии и рекуперируемой относительной кинетической энергии грузов обеспечивал (при фактическом КПД) доразгон груза до полной орбиталь- ной скорости. 405 Например, разгон грузов в поперечном (горизонтальном) направле- нии до половины скорости КАН, что также наполовину снижает относи- тельную скорость столкновения груза и КАН, приводит к четырехкрат- ному сокращению требуемого количества энергии для последующего разгона груза и уравнивания его скорости со скоростью КАН в камере
410 приема грузов. Таким образом, в принятом экваториальном варианте на высоте 100 км требуется разгон груза только до скорости 3692 м/с. Тогда в этом случае для ЭРД наилучшим удельным импульсом будет удвоенная величина скорости груза относительно КАН - 7384 м/с. Кинетическая энергия такой реактивной струи равна 27,3 МДж/кг, а тяга ЭРД с расхо-
415 дом на каждый 1 кг рабочего вещества позволяет уравновесить захват 2 кг груза со скоростью 3692 м/с. При относительном торможении в КАН указанных 2 кг груза выделяется тепловая энергия в размере 13,6 МДж. Если половина поставляемого груза это водород с кислородом, а вторая половина бериллий с кислородом (возможны также литий и фтор), то
420 общее энерговыделение груза на борту КАН будет 13,3 и 24,4 МДж/кг или суммарно 37,7 МДж/кг (полученная вода затем будет использована в качестве рабочего вещества ЭРД). С учетом тепловой энергии от тормо- жения, всего на борту КАН будет произведено 51 ,3 МДж/кг. В пределах принятых КПД для топливных элементов и парогазовых установок и при
425 КПД ЭРД на уровне 0,72-0,75, энергии произведенной на борту КАН из энергоносителей доставленных с Земли вполне достаточно для обеспече- ния работы ЭРД.
Эта же схема может быть существенно улучшена путем замены ЭРД на термические двигатели с рабочим телом в качестве водорода. То- 430 гда каждый 1 кг топлива из бериллия и кислорода (или лития и фтора), сгорая в теплообменном устройстве спутниковой энергостанции, непо- средственно нагревает 1 кг водорода и к этому теплу прибавляется тепло от торможения в камерах приема грузов бериллия, кислорода и водорода. Если общий КПД теплопередачи достигает 0,72, то тогда удельный им- 435 пульс термического двигателя с рабочим телом на водороде будет поряд- ка 7400 м/с, то есть такой же, как у ЭРД в вышеизложенном варианте, но при этом с очень низкой материалоемкостью ДУ в виду отсутствия уст- ройств трансформации тепловой и химической энергий в электрическую форму. Повышение удельной мощности ДУ в этом случае возможно в 440 сотни раз.
В определенном диапазоне суборбитальных скоростей, когда кине- тическая энергия груза доставляемого в КАН больше или равна половине кинетической энергии местной орбитальной скорости (при движении в общем направлении), становятся возможными поставки классического
445 ракетного топлива, и использования типичных термохимических ракет- ных двигателей для компенсации сил торможения.
В рамках межорбитального круговорота веществ-энергоносителей перспективно так же использование теплоаккумулирующих веществ ис- пользующих, к примеру, эффект фазового перехода. Это дает возмож-
450 ность применять технически простые схемы перезарядки веществ- аккумуляторов при допустимой большой мощности энергоснабжения. Для нагрева тепловых аккумуляторов удобно использовать компактные источники на основе высокотемпературных ядерных реакторов, которые разрешено размещать на высоких орбитах (более 800 км). Это перспек-
455 тивно потому, что при относительно простых технологиях реально ис- пользование реакторов с тепловой мощностью порядка 100 МВт. В каче- стве теплоаккумулирующих веществ здесь удобно использовать гидрид лития и фторид лития. В этой схеме энергообеспечение КАН осуществ- ляется путем передачи на его борт порций вещества нагретых на борту
460 высокоорбитального спутника с ядерным нагревателем, которые после отбора тепловой энергии передаются обратно для перезарядки. Для трансформации тепла в электроэнергию на борту АН могут использо- ваться высокоэффективные парогазовые установки.
При потребности в использовании более низких орбит спутника-
465 генератора тепла, могут применяться спутники с зеркальными концен- траторами в качестве нагревателей на высотах 350-500 км.
В качестве дополнительного способа передачи больших объемов тепловой энергии целесообразно использовать передачу на борт КАН компонентов ракетного топлива, например, водорода и кислорода, без их
470 накопления, то есть последующего стопроцентного расходования в ра- кетной ДУ. В этом случае целью операции является получение тепла вы- деляемого при торможении потоков указанных веществ в камерах приема грузов, которое быстро запасается бортовыми тепловыми аккумулятора- ми и затем длительно используется.
475 Рассмотрим осуществление заявляемого способа энергоснабжения КАН на конкретных примерах. Можно выделить два основных направ- ления реализации способа: первое для КАН с ДУ в виде ЭДТС; второе для КАН с ракетной ДУ.
КАН с тросовым двигателем представляет собой вертикальную
480 тросовую систему, нижняя часть которой в виде камеры приема воздуха и грузов может находиться на высоте 120-150 км, а верхняя часть с бака- ми для хранения запасов жидких и твердых грузов и прочим вспомога- тельным оборудованием на высоте 200-250 км и еще выше.
Основная проблема такой системы в относительно большом аэро-
485 динамическом сопротивлении троса, на котором подвешена нижняя ка- мера. При увеличении массы камеры и поперечного сечения троса доля аэродинамического сопротивления троса в общей доле сопротивления атмосферы камере и тросу уменьшается и при достижении определенных величин сила торможение от троса может быть сведена к нескольким
490 процентам общей силы торможения. Это путь наращивания массогаба- ритных параметров КАН и он может быть неприемлем на этапе развер- тывания первых поколений КАН. Другое, менее материалоёмкое решение состоит в том, что трос покрывается веществами-поглотителями азота и кислорода. Например, такими веществами могут служить цирконий, гаф-
495 ний, торий. Покрытие троса периодически обновляется - вещества, всту- пившие в реакцию с молекулами воздуха удаляются автоматическими устройствами и теми же устройствами, перемещающимися периодически вверх и вниз вдоль троса, наносятся новые порции веществ поглотителей. Вещества, вступившие в химическую реакцию с молекулами воздуха, на-
500 правляются на регенерацию, и после выделения из них азота и кислорода вновь используются в качестве газопоглощающего покрытия троса. Та- ким образом, сопротивление троса становится полезным и в виду выпол- нения им работы по аккумуляции воздуха фактически приравнивается к рабочему сопротивлению камеры захвата воздуха.
505 Этим приёмом из всех последующих расчетов работы КАН с низ- ким расположением приёмной камеры в большинстве случаев можно устранить силы сопротивления атмосферы, действующие на трос, считая эти силы частью сил возникающих при аккумуляции азота и кислорода основным устройством захвата воздуха.
510 Первым или точнее промежуточным этапом реализации способа энергоснабжения КАН от аккумулируемых им грузов будет комбиниро- ванное использование предлагаемого способа со способом-прототипом, что удобно в случаях применения КАН с большой длиной троса, благо- даря которому солнечная энергостанция, выполняющая вспомогательную
515 функцию может быть вынесена на высоты, где силы торможения оста- точных газов будут достаточно малы. В такой схеме реализация способа выглядит как запуск суборбитальной РН практически в вертикальном на- правлении на высоту расположения приемной камеры КАН, например, на высоту 120 км. Наиболее выгодным топливом будет пара бериллий- 520 кислород. Бериллий доставляется в виде проволоки - струны или ленты, которая растягивается вдоль траектории приближающегося КАН с по- мощью двух вспомогательных устройств оснащенных микроракетными ДУ. Кислород доставляется в виде одной или двух струй переохлажден- ной жидкости, которая формируется вдоль траектории приближающего-
525 ся КАН боковыми насосными устройствами выбросом в поперечном на- правлении относительно вертикального вектора скорости РН.
Потоки веществ входят в приемную камеру, сталкиваются там с буферным веществом с химическим составом, как правило, аналогичным своему собственному, тормозятся и нагреваются. Затем в нагретом со-
530 стоянии (под давлением идущих следом новых порций входящих грузов) продвигаются сквозь теплообменную часть камеры и отдают большую часть своей тепловой энергии тепловым аккумуляторам. Накопленная те- пловая энергия в данном подварианте способа рассеивается с помощью радиаторов КАН и утилизируется в других более развернутых вариантах
535 способа энергоснабжения КАН. А в данном случае охлажденные до тре- буемой температуры компоненты топлива поступают в топливные эле- менты либо парогазовую электрогенераторную установку. Вырабатывае- мая электроэнергия поступает в ЭДТС и другие системы КАН. Отрабо- танное топливо, в виде окислов бериллия удаляется из топливных эле-
540 ментов (или камеры сгорания парогазовой установки) и поступает в на- копительные баки КАН, где хранится до момента передачи другим кос- мическим аппаратам.
Скорость размотки струны (проволоки) составляет 50-250 м/с, ско- рость выброса струи жидкости - 50-100 м/с. Длина развернутой проволо-
545 ки из бериллия и струи переохлажденного кислорода в момент предшест- вующий их захвату аппаратом-накопителем достигает 700-800 метров. Средняя масса компонентов топлива захватываемых КАН за один пуск РН равна 50 кг. Это приводит к ускорению камеры в направлении обрат- ном движению КАН и к последующему маятниковым колебаниям ниж-
550 него блока на тросе. Торможение и колебания парируются работой ЭДТС, амортизаторами и аэродинамическим сопротивлением и так же последующим забросами груза в нижний блок в противофазе маятнико- вым колебаниям (нижнего блока).
При сухой массе нижнего блока вертикальной спутниковой систе-
555 мы находящейся в диапазоне 13,7-20 тонн, масса балластного остатка жидкого воздуха (или высококипящих химических соединений азота с кислородом) и части захваченных твердых грузов может увеличивать массу нижнего блока до 50 и более тонн. Поэтому при массе захватывае- мой порции компонента топлива равной 50 кг нижний блок получает от-
560 рицательную скорость равную 1/1000 скорости поглощаемой порции или
7,372 м/с (для высоты 120 км). При времени ускорения 0,1 с средняя ве- личина перегрузки составит для нижнего блока КАН около 7,5 g. Общее отрицательное ускорение всей тросовой системы будет значительно меньше, в виду её большей массы и работы амортизирующих систем, ко-
565 торые за счет существенного обратимого удлинения троса (минимум на несколько тысяч метров) после столкновения камеры с грузом, снижают общее ускорение системы с 7,5 g до необходимого минимального уровня.
Потери скорости КАН компенсируются ускорением сообщаемой системе тросовым электродвигателем или ЭДТС. На борту КАН разме-
570 щены топливные элементы и бериллий окисляется в них кислородом (КПД=0,8). Энергия, вырабатываемая топливом из бериллия и кислорода, обеспечивает до 61 процента энергии необходимой для работы ЭДТС. Оставшиеся 39 процентов энергии вырабатываются спутниковой солнеч- ной электростанцией. Площадь и объем солнечной энергостанции КАН-
575 прототипа в итоге сокращается в 2,5 раза.
Тормозные импульсы от захвата грузов периодически сбивают близкую к круговой орбиту спутниковой тросовой системы. Для предот- вращения падения высоты подвеса камеры ниже 110 км, где начинается флаттер или при увеличении высоты свыше 120 км, где ухудшаются ус- 580 ловия забора воздуха и энергетика ракетного подъема грузов, длину тро- са регулируют.
Следующим этапом в реализации предлагаемого способа энерго- снабжения КАН может считаться полный отказ от использования сол- нечной энергостанции и обращение к дополнительной кинетической
585 энергии от уже используемых суборбитальных РН. Дефицит энергии восполняемой солнечной энергостанцией (в выше рассмотренном приме- ре) равен 7,65 МДж/кг в кинетическом эквиваленте. Суборбитальная РН восполняет этот дефицит разгоном грузов в горизонтальном (попереч- ном) направлении до скорости 3912 м/с. Относительная скорость столк-
590 новения груза и КАН при этом сокращается на эту же величину.
Вместе с тем, при сохранении значения энергетической поддержки РН для в большинства случаев использования топлива менее калорийно- го чем бериллий-кислород или литий-фтор, значительные результаты обеспечиваются другим, более расширенным вариантом энергоснабже-
595 ния КАН - использованием бросового тепла выделяемого в камере прие- ма грузов. Как уже отмечалось, грузы, нагревшиеся при относительном торможении в камере продвигаются в теплообменный отдел камеры, ос- нащенный тепловыми аккумуляторами. Отбор тепла от вещества захва- ченного КАН производится так, что по мере остывания его при продви- бОО жении сквозь батарею тепловых аккумуляторов используются теплона- капливающие вещества со всё более низкой температурой фазового пере- хода. Скрытая теплота плавления (и/или парообразования) теплоаккуму- лирующих веществ затем используется для выработки электроэнергии в парогазовых установках (КПД=0,6). Тепло от относительного торможе-
605 ния грузов в КАН с избытком покрывает дефицит энергопотребления ЭДТС. Применение в качестве груза-энергоносителя топлива алюминий- азот сокращает потребность в использовании солнечной энергии в 3,4 раза, топлива бор-азот сокращает потребность в 4,3 раза, топлива литий-
610 водород в 4,9 раз, пары водород-кислород в 6,3 раза, водород-фтор со- кращает потребность в 6,6 раз, топливо кремний-кислород дает сокраще- ние в 9 раз, пара алюминий-кислород обеспечивает сокращение в 12,7 раз, а топливо бор-кислород снижает потребление солнечной энергии в 30,8 раза по сравнению с прототипом при выполнении равного объёма
615 работы по доставке грузов в орбитальные хранилища.
Следующим этапом в реализации предлагаемого способа энерго- снабжения КАН может считаться переход к использованию дополни- тельной энергии солнечной или ядерной энергостанций, размещенных на других космических аппаратах обращающихся на более высоких орбитах,
620 с которыми КАН производит обмен грузами. В предлагаемом способе энергообеспечения КАН, грузами передаваемым от КАН в орбитальные хранилища в большей части являются разнообразные химические соеди- нения элементов с фтором, кислородом, хлором, азотом и углеродом что удобно для длительного хранения и для использования в качестве конст-
625 рукционных материалов, в том числе в системах радиационной защиты.
Однако, во многих случаях космическим потребителям требуются не окисленные элементы, например, кремний и алюминий, а также кислород и водород в несвязанном виде. Причем потребности в той или иной груп- пе веществ полученных в результате химического разложения их соеди-
630 нений также неодинаковы. Например, разложение окиси бериллия ради получения кислорода, приводит к накоплению в орбитальных хранили- щах излишков металлического бериллия, притом, что он необходим для обеспечения транспортных операций в КАН. Таким образом, следующий этап реализации способа закономерно вытекает из потребностей косми-
635 ческого производства и транспорта. Поток грузов от КАН к космическим аппаратам-потребителям и орбитальным хранилищам в виде продуктов экзотермических реакций дополняется встречным потоком грузов от космических аппаратов в сторону КАН в виде компонентов топлива го- товых к энерговыделению в КАН.
640 Замкнутый кругооборот используется для энергетической подпитки процессов аккумуляции грузов вместо солнечных преобразователей энер- гии при использовании различных малокалорийных топливных пар, на- пример, таких как вышеперечисленные алюминий-азот, бор-азот, литий- водород, водород-кислород, водород-фтор, кремний-кислород, алюми-
645 ний-кислород, бор-кислород. А регенерация таких эффективных зарядов топлива как бериллий-кислород и литий-фтор используется для энерго- обеспечения перемещений межорбитальных буксиров на предельно низ- ких высотах.
В качестве средств межорбитального кругооборота веществ ис- 650 пользуют межорбитальные буксиры с ДУ в виде ЭРД и ЭДТС. Некото- рые межорбитальные буксиры выполняют функции упрощенных аппара- тов-накопителей и одновременно аппаратов-заправщиков для обеспече- ния передачи грузов между космическими аппаратами прямой перебро- ской при относительных скоростях до 3000 м/с. Для обмена грузами на 655 орбитах в диапазоне высот от 200 до 3000 км используются преимущест- венно тросовые двигатели-генераторы.
Завершающим этапом в реализации предлагаемого способа энерго- снабжения КАН может считаться использование бросовой тепловой энергии ядерных энергостанций, которые используются на высокоорби- ббО тальных спутниках в качестве компактных источников энергии произ- водственного оборудования по регенерации топливных зарядов КАН. Созданные работой КАН орбитальные запасы окиси алюминия и магния, фторида лития, гидрида лития, хлорида алюминия позволяют образовать кругооборот тепловых аккумуляторов между КАН и ядерной промыш- 665 ленной установкой при использовании межорбитальных буксиров осна- щенных ЭДТС и ЭР Д. Такой круговорот теплоаккумулирующих веществ может осуществляться совместно с круговоротом химических соедине- ний. Солнечные источники тепла также целесообразно использовать для зарядки тепловых аккумуляторов.
670 Способ энергоснабжения КАН теплом от ядерной спутниковой энергостанции реализуется посредством челночного движения группы межорбитальных буксиров между орбитами верхнего блока тросового КАН, которая расположена на высоте 200 км и космическим аппаратом с ядерным реактором на высоте 800 км. Буксиры оснащенные ЭДТС при
675 использовании их в режиме генератора не расходуют энергию на спуск от ядерной спутниковой энергостанции к КАН для доставки термоизолиро- ванн х капсул с термоаккумулирующими веществами. А для подъема в обратном направлении под действием сил малой тяги ЭДТС для доставки тепловых аккумуляторов на перезарядку им необходимо набрать харак-
680 теристическую скорость приблизительно равную разности круговых ско- ростей на высотах 200 и 800 км, то есть потратить энергию достаточную для обретения скорости в 333 м/с. Для КАН массой 1000 кг расход энер- гии составит 55,44 МДж в чистом виде, а с учетом общего КПД парогазо- вой установки и тросового электродвигателя равного 0,5 на подъем по-
685 требуется 111 МДж тепловой энергии. При использовании теплоаккуму- лирующего вещества типа фторида лития с удельной энергоемкостью бо- лее 1 МДж/кг это потребует использования теплового аккумулятора мас- сой 100 кг. Если принять, что общая масса теплоаккумулирующих ве- ществ на борту буксира равна половине его массы, то свободный энерго-
690 запас равен 400 МДж. При удельных затратах электроэнергии на достав- ку груза в КАН в размере 32 МДж/кг, указанный энергозапас достаточен для энергоснабжения КАН при аккумуляции им 12,5 кг грузов направ- ленных с Земли, а так же последующей доставки этой массы груза на лю- бую из круговых орбит в диапазоне высот от 200 до 800 км. Применение 695 в составе теплового аккумулятора гидрида лития с удельной энергоемко- стью 2,85 МДж/кг до 41 кг увеличивает массу грузов выводимых в кос- мос за один рейс буксира.
Способ энергоснабжения КАН энергией на основе возврата ему грузов от космических аппаратов с ядерной или солнечной спутниковой 700 энергостанцией реализуется аналогично по схеме подобной вышеизло- женной, только вместо поставок в КАН порций нагретого вещества осу- ществляются поставки регенерированных топливных зарядов. Например, циркуляция порций вещества на основе бора и кислорода минимум в 6,4 раза увеличит энергоснабжение КАН и вместо 41 кг грузов на порцию 705 энергоносителя обеспечит 262 кг, а использование в кругообороте заря- дов на основе бериллия-кислорода на порцию энергоносителя обеспечит вывод на орбиту 350 кг грузов вместо 41 кг.
Второе направления реализации способа после КАН с ДУ в виде
ЭДТС, это способ энергоснабжения КАН с ракетной двигательной уста- 710 новкой.
КАН с ракетным двигателем представляет собой систему аналогич- ную конструкции, реализующей прототип. КАН также может иметь трос (более тонкий, чем кабель ЭДТС) для размещения на нём буксируемой камеры, но эксплуатируется в безтросовом виде.
715 Рассмотрим вариант снабжения КАН грузами-энергоносителями при ракетной схеме создания тяги. Это спутник, который периодически опускается на эллиптическую орбиту с низким перигеем, в результате получения тормозного импульса при захвате груза-энергоносителя, под- нятого суборбитальной РН, на более высокой круговой орбите. Второй
720 захват груза доставленного суборбитальной РН осуществляется в пери- гее. Тормозной импульс от второго захвата груза переводит КАН на кру- говую орбиту, движение по которой в целях аккумуляции воздуха может происходить некоторое время при наличии необходимого энергозапаса либо КАН сразу при выходе на низкую круговую орбиту включает ЭРД и
725 используя полученный с грузами энергозапас поднимается по спирали на прежнюю высокую круговую орбиту.
Доставка грузов суборбитальными РН производится с дополни- тельным разгоном в поперечном направлении с сообщением горизон- тальной составляющей скорости равной приблизительно половине мест-
730 ной орбитальной скорости КАН. Цикл имеет следующие параметры.
КАН массой 7799 кг движущийся на высоте 184 км со скоростью 7799 м/с сталкивается с потоком груза массой 50 кг движущимся с относи- тельной скоростью 3900 м/с. После столкновения скорость КАН умень- шается на 25 м/с и он переходит с круговой орбиты на эллиптическую с
735 перигеем на высоте 100 км. Скорость КАН в перигее 7874 м/с. Здесь КАН снова сталкивается с потоком груза массой около 50 кг движущимся с относительной скоростью 3937 м/с. После второго столкновения ско- рость КАН ещё раз уменьшается на 25 м/с и он переходит с эллиптиче- ской орбиты на круговую с высотой 100 км. В результате КАН получил
740 грузы-энергоносители общей массой чуть меньше 100 кг. Половину гру- зов образует запас топлива бериллий-кислород, вторую половину - водо- род-кислород. Окислением бериллия и водорода в топливных элементах и использование тормозного тепла в парогазовых установках вырабаты- вается электроэнергия для ЭРД. Рабочее вещество ЭРД - вода, получен-
745 ная окислением водорода в бортовой энергостанции. КПД ЭРД = 0,65- 0,75. Удельный импульс ЭРД приблизительно равен 7800 м/с. При расхо- де 50 кг рабочего вещества он сообщает КАН характеристическую ско- рость около 50 м/с, необходимую для возвращения на прежнюю орбиту по спирали. По достижению прежней орбиты, груз передается межорби-
750 тальным буксирами для доставки в орбитальные хранилища и на косми- ческие фабрики, и цикл повторяется. Оптимальным направлением реализации способа является комби- нированное использование КАН с ДУ как в виде ЭДТС, так и в виде ра- кетной ДУ, которые используются так, что обеспечивают наивысшую
755 эффективность работы КАН.
Примером такой реализации способа применительно к КАН с ком- бинированной ДУ являются два КАН, обращающиеся по подобным орби- там во встречных направлениях и открывающие рабочий цикл обменом грузов между собой. Обмен грузов используется для создания тормозного
760 импульса (наиболее экономным способом, без расхода рабочего вещест- ва) и перехода на орбиту с низким перигеем на высоте порядка 100 км. Предельно низкая высота используется для минимизации затрат энергии по вертикальному подъему суборбитальными РН доставляемых на КАН грузов. Захват грузов создает тормозной импульс и очередное изменение
765 орбиты, такое, что в предельном случае эллиптическая орбита преобразу- ется в круговую, с высотой равной перигейной высоте предшествующей орбиты. Для подъема с этой орбиты первоначально применяются ракет- ные ДУ, обеспечивающие характеристическую скорость 60 м с и исполь- зующие (частично) в качестве рабочего тела азот, попутно аккумулируе-
770 мый КАН (по сути вынужденно, для рационализации аэродинамического торможения) на низких высотах, а по достижении высоты около 200 км осуществляется переход от ракетных ДУ к ЭДТС. Для этого трос ЭДТС свертывается и развертывается в рабочее положение в необходимые мо- менты изменения параметров орбиты каждого из КАН. Последующее
775 увеличение высоты орбиты КАН происходит под действием силы тяги тросового электродвигателя.
Обмен грузами происходит на круговой орбите с максимальной вы- сотой (-1000 км) для орбит проходимых аппаратами в межорбитальных маневрах. Встречные орбиты КАН проходят в общей плоскости, с разни-
780 цей по высоте в пределах 100-1000 м. Один из КАН отделяет от себя пор- цию груза, которую перемещают по вертикали на уровень высоты орбиты встречного КАН и фиксируют на заданной высоте в момент времени близкий к моменту прохождения аппаратом этого участка орбиты. Встречный КАН захватывает порцию поданного груза и получает необ-
785 ходимый тормозной импульс. Масса груза для данной скорости КАН подбирается такой, чтобы импульс от захвата вызвал переход КАН на эл- липтическую орбиту с минимально низкой перигейной высотой (-100 км). Тепловая энергия, полученная в результате торможения встречных грузов, запасается тепловыми аккумуляторами.
790 Такую же процедуру передачи груза осуществляет и выше обозна- ченный КАН-получатель груза по отношению к другому. Таким образом, система из двух КАН переходит с одной орбиты на другую.
Преимущество энергоснабжения КАН с комбинированной ДУ по способу, описанному в двух подвариантах, состоит в том, что во-первых,
795 решается проблема аэродинамического сопротивления троса на малых высотах, а во-вторых, достижимо очень малое соотношение массы КАН и массы захватываемого груза— для рассмотренного диапазона межорби- тальных маневров между 100 и 1000 км, масса КАН может быть всего лишь в 15 раз больше массы захватываемого груза-энергоносителя.
800 Таким образом, реализуемая в предлагаемом способе возможность использования грузов в качестве энергоносителей позволяет снизить удельные затраты на доставку грузов в космос, сократить массу и габари- ты энергоустановки, а организация межорбитального кругооборота ве- ществ-энергоносителей позволяет повысить безопасность и экономиче-
805 скую эффективность.

Claims

ФОРМУЛА
Способ энергообеспечения космических аппаратов-накопителей, включающий захват и ускорение атмосферного воздуха и грузов, находя- щихся на пути движения аппарата-накопителя, предварительно выброшен- ных суборбитальными и космическими аппаратами, передачу накопленных веществ на другие космические аппараты, компенсацию потерь скорости космического аппарата-накопителя от захвата и ускорения атмосферного воздуха, грузов и аэродинамического сопротивления, использованием пи- таемых энергией от спутниковой энергостанции двигательных установок, как реактивного типа с расходом части поступающего груза или воздуха, так и электродинамического, на основе тросового двигателя-генератора, образующего вертикальную спутниковую систему отличающийся тем, что работа двигательной установки космического аппарата-накопителя обес- печивается поставкой грузов-энергоносителей с применением атмосфер- ных газов, при этом организуется система межорбитального круговорота грузов-энергоносителей по восстановлению энергии грузов на других кос- мических аппаратах для повторного использования в космическом аппара- те-накопителе.
PCT/RU2011/000002 2010-11-22 2011-01-11 Способ энергообеспечения космических аппаратов-накопителей Ceased WO2012070978A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/988,720 US20130233974A1 (en) 2010-11-22 2011-01-11 Energy supply method for spacecrafts-accumulators

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010147704/11A RU2451631C1 (ru) 2010-11-22 2010-11-22 Способ энергообеспечения космических аппаратов-накопителей
RU2010147704 2010-11-22

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2012070978A1 true WO2012070978A1 (ru) 2012-05-31

Family

ID=46146106

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2011/000002 Ceased WO2012070978A1 (ru) 2010-11-22 2011-01-11 Способ энергообеспечения космических аппаратов-накопителей

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20130233974A1 (ru)
RU (1) RU2451631C1 (ru)
WO (1) WO2012070978A1 (ru)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015179213A2 (en) 2014-05-14 2015-11-26 California Institute Of Technology Large-scale space-based solar power station: multi-scale modular space power
US11128179B2 (en) 2014-05-14 2021-09-21 California Institute Of Technology Large-scale space-based solar power station: power transmission using steerable beams
US11362228B2 (en) 2014-06-02 2022-06-14 California Institute Of Technology Large-scale space-based solar power station: efficient power generation tiles
US12021162B2 (en) 2014-06-02 2024-06-25 California Institute Of Technology Ultralight photovoltaic power generation tiles
US10696428B2 (en) 2015-07-22 2020-06-30 California Institute Of Technology Large-area structures for compact packaging
US10454565B2 (en) 2015-08-10 2019-10-22 California Institute Of Technology Systems and methods for performing shape estimation using sun sensors in large-scale space-based solar power stations
US10992253B2 (en) 2015-08-10 2021-04-27 California Institute Of Technology Compactable power generation arrays
RU2618962C1 (ru) * 2016-03-09 2017-05-11 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации Датчик для исследования потоков метеороидных и техногенных частиц в космическом пространстве
WO2018029833A1 (ja) * 2016-08-10 2018-02-15 株式会社ｉｓｐａｃｅ 探査方法、探査システム及び探査機
EP3502841B1 (en) * 2016-08-18 2023-07-26 Sony Group Corporation Information processing device, information processing system and information processing method
US11634240B2 (en) 2018-07-17 2023-04-25 California Institute Of Technology Coilable thin-walled longerons and coilable structures implementing longerons and methods for their manufacture and coiling
US11772826B2 (en) 2018-10-31 2023-10-03 California Institute Of Technology Actively controlled spacecraft deployment mechanism
US11305897B2 (en) * 2020-08-21 2022-04-19 Brandon West Moon complex, orbiting docking spaceport, and methods of use and transportation

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4775120A (en) * 1980-04-07 1988-10-04 Marwick Edward F Extraterrestrial transportation apparatus and method
RU93018755A (ru) * 1993-04-12 1996-06-20 В.М. Таран Способ транспортирования взрывчатых материалов для взрыва
RU2299160C2 (ru) * 2003-02-13 2007-05-20 Михаил Владимирович Михальчук Способ доставки на орбиту сырьевого продукта, ракетная двигательная установка, ракета на ее основе, способ выведения космических аппаратов на геостационарную орбиту, транспортная система для его осуществления и транспортно-заправочная система
RU2398717C1 (ru) * 2009-01-13 2010-09-10 Александр Олегович Майборода Способ доставки грузов в космос и система его осуществления

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4754601A (en) * 1984-12-18 1988-07-05 Minovitch Michael Andrew Self-refueling space propulsion system and operating method
US5224663A (en) * 1991-07-01 1993-07-06 Criswell David R Vehicle propulsion system with external propellant supply
RU2086883C1 (ru) * 1993-04-12 1997-08-10 Валентин Михайлович Таран Способ транспортировки взрывчатых материалов с последующим взрывом
US8884202B2 (en) * 2011-03-09 2014-11-11 United Launch Alliance, Llc Integrated vehicle fluids

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4775120A (en) * 1980-04-07 1988-10-04 Marwick Edward F Extraterrestrial transportation apparatus and method
RU93018755A (ru) * 1993-04-12 1996-06-20 В.М. Таран Способ транспортирования взрывчатых материалов для взрыва
RU2299160C2 (ru) * 2003-02-13 2007-05-20 Михаил Владимирович Михальчук Способ доставки на орбиту сырьевого продукта, ракетная двигательная установка, ракета на ее основе, способ выведения космических аппаратов на геостационарную орбиту, транспортная система для его осуществления и транспортно-заправочная система
RU2398717C1 (ru) * 2009-01-13 2010-09-10 Александр Олегович Майборода Способ доставки грузов в космос и система его осуществления

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
VINITI. M.: "«Raketostroenie i kosmicheskaya tekhnika»", ITOGI NAUKI I TEKHNIKI. SER., 1991, pages 148 *

Also Published As

Publication number Publication date
US20130233974A1 (en) 2013-09-12
RU2451631C1 (ru) 2012-05-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2012070978A1 (ru) Способ энергообеспечения космических аппаратов-накопителей
EP2390188B1 (en) Method for delivering cargoes into space and a system for implementation of same
Burke Fuel cells for space science applications
AU2020360617A2 (en) Hybrid hydrogen power module
Bussard Fusion as electric propulsion
Loktionov et al. Solar powered free-piston stirling—Linear alternator module for the lunar base
Fetter Space solar power: An idea whose time will never come?
Fereres et al. Regolith packed bed thermal energy storage for lunar night survival
Mason A solar dynamic power option for space solar power
Barone et al. Feasibility of water-aluminum reactor power (WARP) for long endurance UUVs
National Research Council et al. Microgravity research in support of technologies for the human exploration and development of space and planetary bodies
US12291989B2 (en) System and method for transport vehicles using recyclable fuels
Martinez et al. Propelling Interplanetary Spacecraft Utilizing Water-Steam
RU2464496C1 (ru) Способ извлечения энергетических ресурсов из утилизируемых ракетных двигателей твердого топлива
Holdaway et al. Performance analysis of a solar electric tug
Board et al. Microgravity research in support of technologies for the human exploration and development of space and planetary bodies
Bents et al. Estimated performance and future potential of solar dynamic and photovoltaic power systems for selected LEO and HEO missions
Carper et al. GATEWAY-BASED CIS-LUNAR TUG
Allen Multi-megawatt space power and thermal management technology options
Hyde Earthbreak A Review of Earth-to-Space Transportation
Martirosyan et al. Egor Y. Loktionov
Messerschmid et al. Synergisms
Fraser Electric power system options for robotic miners
Koroteev et al. Power-propulsion systems for orbital nuclear transfer
Acosta et al. Project Genesis: Mars in situ propellant technology demonstrator mission

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: 11843816

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 13988720

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 11843816

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1