Орбитальная космическая система

Орбитальная космическая система

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области беспроводной передачи энергии между космическими объектами (КО) орбитальной космической системы с помощью потока монохроматического электромагнитного излучения /1, с.199/, импульс которого использован для ориентации и стабилизации КО на орбите функционирования.

В частности изобретение может быть использовано для КО, на борту которого создаются условия по квазистатическим микроускорениям не хуже 10^-7-10^-8 g_o (g_o - ускорение свободного падения на уровне моря). Данные КО предназначены для выполнения комплексных программ фундаментальных исследований физических процессов в условиях невесомости и сверхглубокого вакуума, а также для отработки базовых технологических процессов производства полупроводниковых, оптических материалов, биопрепаратов, эпитаксиальных гетероструктур и различных сплавов, включая сверхпроводящие материалы /2, с.131/, /3, с.107/. На борту таких КО микроускорения (менее 10^-7-10^-8 g_o) должны поддерживаться длительное время (до трех месяцев), что требует от КО постоянства ориентации вектора остаточных ускорений /3, с.108/ и предъявляет к работе системы ориентации и стабилизации КО во время экспериментов удовлетворения вышеуказанных требований по микроускорениям. Для динамических условий полета на борту КО установился термин «микрогравитация», а ее характеристикой являются численные величины линейных микроускорений.

Движение КО по орбите функционирования происходит в сложном силовом поле различной физической природы, вызванных в первую очередь несферичностью фигуры Земли, влиянием аэродинамического сопротивления атмосферы Земли, давлением излучения Солнца, ударами микрометеоритов /2, с.115/. Эти внешние силы по разному влияют на характер движения КО по орбите функционирования и требуют от системы ориентации и стабилизации соответствующих перемещений КО.

Известны космические системы, где в условиях микрогравитации на борту КО, работающих в пилотируемом и непилотируемом режимах, проводились эксперименты по получению материалов с улучшенными свойствами и новых материалов и где для компенсации возмущающих движение КО сил в системе ориентации и стабилизации КО на орбите функционирования использовались электрореактивные, газовые и жидкостные двигательные установки малой тяги.

Например, описанные в /2, с.129-130/ и /3, с.108/ многоцелевые долговременные орбитальные комплексы «Салют-6» - «Союз» - «Прогресс», «Салют-7» - «Союз» - «Прогресс» и «Мир». На этих комплексах была опробована большая часть методов получения полупроводниковых и других материалов. Некоторые эксперименты носили научно-демонстрационный характер: их целью была проверка физических представлений о невесомости (исследование диффузии, плавления, устойчивости плавающих жидких зон). В ряде случаев получены положительные результаты, подтверждена возможность улучшения свойств материалов, получено снижение плотности дислокации в выращенных монокристаллах полупроводников, наблюдалось улучшение их структуры. Однако широкого применения полученных в космосе материалов в этих экспериментах не произошло. Причиной этому было малое количество действительно качественных образцов из-за недостаточной воспроизводимости параметров большинства полупроводниковых материалов. Выяснилось, что воздействие длительной невесомости на физические явления в жидкой фазе и на процессы затвердевания является очень сложным. Одной из причин обнаруженных неблагоприятных побочных эффектов был результат недооценки критичных для этих эксперименов значений микроускорений на борту орбитальных комплексов. На микрогравитационную обстановку на борту КО, входящих в эти орбитальные комплексы, кроме внешних сил и работы системы ориентации и стабилизации КО, серьезное влияние оказывают микроускорения, возникающие при работе служебных систем терморегулирования и жизнеобеспечения, поворотах солнечных батарей и действиях космонавтов. Не изменяя в среднем параметров движения центра масс, они создают в отдельных точках конструкции вибрации и микроускорения, переменные по величине и направлению. Прямые, высокоточные измерения, проведенные на космическом комплексе «Союз - Салют - Прогресс» /2, с.115-1161, подтвердили, что такие микроускорения возникают по всем трем осям КО. Приведенные результаты измерения уровня низкочастотных ускорений при различных режимах полета показали наибольшие микроускорения до 10^-2 g_o на борту пилотируемых КО, наименьшие значения микроускорения до 10^-5-10^-6 g_o получены на аппарате «Прогресс» в непилотируемом режиме полета, работа системы ориентации и стабилизации вносила микроускорения до 2·10^-4-5·10^-4 g_o /2, c.116/. Таким образом, основным недостатком использования данных орбитальных космических систем является наличие высоких значений микроускорений, связанное с работой экипажа, в случае пилотируемых КО, или работой системы ориентации и стабилизации КО, как для пилотируемых так и непилотируемых КО. Современные требования к микрогравитационной обстановке на борту КО следующие /3, с.108/:

- эксперименты в области физики жидкости, изучающие явления в критической жидкости и в некоторых сложных жидкостях, для которых характерно медленное развитие процессов к равновесному состоянию, обычно нуждаются в продолжительных сроках сохранения микрогравитационной обстановки (с максимальной продолжительностью до 30 суток) и к ним предъявляются самые высокие требования к квазистатическим ускорениям (не хуже 10^-7-10^-8 g_o);

- эксперименты в области космического материаловедения при производстве некоторых сплавов, обладающих очень малой скоростью отверждения, требуют продолжительных сроков для получения образцов с размерами, которые позволили бы судить о свойствах различных механизмов тепломассопереноса, причем гравитационная чувствительность процессов в расплавах перспективных материалов возрастает при увеличении свободной поверхности расплава, что вызывает необходимость строгих требований к микрогравитационной обстановке до уровня ~10^-7 g_o.

Аналогом предлагаемого изобретения является орбитальная космическая система приведенная в /3, с.110-114/. Она состоит из энергетической станции, так называемой энергетической платформы (ЭП), и автономного КО, так называемого технологического модуля (ТМ), находящихся на околоземных орбитах функционирования. На внешней поверхности ТМ установлена двигательная установка (ДУ) причаливания и ориентации. Микродвигатели ДУ периодически включаются для компенсации силы лобового сопротивления атмосферы и других внешних факторов. Энергетическая станция обеспечивает энергопитанием автономный технологический модуль для производства новых и улучшенных материалов. Эксплуатировать ТМ предлагается в комплексе с пилотируемой космической станцией, при этом ТМ может периодически к ней пристыковываться для необходимого обслуживания. ТМ функционирует в автоматическом режиме. Технологические установки размещают вблизи центра масс ТМ, что создает условия нахождения этих установок в состоянии с пониженным уровнем микрогравитации. Передача энергии от энергетической платформы на технологический модуль происходит следующим образом. На ТМ установлены электрохимические генераторы (ЭХГ), на основе регенеративных водородо-кислородных топливных элементов, для питания электроэнергией технологических установок. Вода электрохимической реакции накапливается в емкостях ТМ для дальнейшей перекачки в емкости ЭП во время периодических стыковок с ТМ. Электроэнергия от солнечных батарей (СБ) ЭП подводится к электролизеру ЭП, туда же поступает вода из емкостей ЭП, в электролизере вода разлагается на компоненты кислород и водород, которые накапливаются в емкостях, а затем, во время стыковок ТМ с ЭП, перекачиваются в емкости ТМ, и на ТМ используются для получения электроэнергии посредством ЭХГ /3, c.112/.

Одним из недостатков данной космической системы является высокий уровень микроускорений на борту ТМ, постоянным источником которых, кроме внешних факторов, является работа системы ориентации и стабилизации на основе двигателей малой тяги, создающая перегрузки до 2·10^-4-5·10^-4 g_o /2, с.116/, что превышает требуемый для производства материалов уровень микроускорений (не более 10^-7-10^-8 g_o) /3, с.108/.

Наиболее близкой по составу и выполняемым функциям с предлагаемой орбитальной космической системой является космическая транспортная система на базе беспроводной передачи электрической энергии, описанная в /4, с.118-123/.

Космическая система состоит из группировки космических энергетических станций (КЭС), включающих источник энергии, энергоизлучательную систему (ЭИС) с источником направленного монохроматического электромагнитного излучения (излучения лазера), систему наведения, и одного автономного КО - межорбитального буксира (МБ), включающего приемник-преобразователь энергии электромагнитного излучения, электроракетную двигательную установку (ЭРДУ) и ряд служебных систем, превращающих МБ в автономный КО. Космическая система функционирует следующим образом. Сначала выводят на рабочую орбиту функционирования группировку КЭС. Рабочая орбита, на которой функционирует группировка КЭС, выбирается так, чтобы обеспечить прямую видимость между МБ и хотя бы одной КЭС, а также минимизировать дальность передачи энергии. КЭС выводят на орбиту между радиационно-безопасной орбитой (РБО) и геостационарной орбитой (ГСО), поскольку источником энергии станции является ядерная энергетическая установка. Затем выводится на низкую околоземную орбиту (НОО) многоразовый МБ. Задачи наведения пучка излучения на МБ и отслеживания его перемещений в основном решаются за счет систем, размещенных на КЭС. Приемник-преобразователь МБ ориентирован только на одну станцию, т.е. в каждый момент времени передачу энергии на МБ ведет только одна КЭС. Полезный груз (ПГ), доставляемый на ГСО, и рабочее тело для ЭРДУ МБ на один рейс выводятся в составе грузового контейнера (ГК) на НОО, где к нему стыкуется МБ. Затем МБ, получающий энергию от КЭС, осуществляет перелет на ГСО и обеспечивает выведение ПГ в их точки стояния, после чего возвращается на НОО за новой партией грузов.

Недостатком космической системы является высокий уровень микроускорений на борту автономного КО. В данной космической системе, в силу ее специализации, очень сложно получить малые значения микроускорений на борту автономного КО, поскольку постоянная работа его ЭРДУ по ориентации, стабилизации, коррекции орбит, сближению и межорбитальным перелетам, создает перегрузки до 2·10^-4-5·10^-4 g_o /2, с.116/, превышающие требуемые.

Задачей изобретения является создание орбитальной космической системы предназначенной для экспериментов в области физики жидкости, космического материаловедения и биотехнологии, позволяющей улучшить качество производимых материалов за счет уменьшения величины микроускорений на борту космического объекта, расширить перечень производимых материалов и перечень научных экспериментов с высокой продолжительностью, за счет увеличения сроков сохранения требуемой микрогравитационной обстановки на борту КО, и снизить расход топлива во время функционирования системы.

Поставленная задача достигается тем, что в орбитальную космическую систему, состоящую из космической энергетической станции с энергоизлучательной системой, имеющей источник монохроматического электромагнитного излучения, и космического объекта с приемно-преобразующим блоком энергии электромагнитного излучения, оптически связанного с источником, и с двигателями малой тяги, для ориентации, стабилизации и поддержания космического объекта на околоземной орбите функционирования, в энергоизлучательную систему космической энергетической станции, находящейся на одной круговой орбите функционирования с космическим объектом, дополнительно введены три источника электромагнитного излучения с той же длиной волны и мощностью Р, что и у первого, а приемно-преобразующий блок включает две пары непересекающихся между собой приемных плоскостей, перпендикулярно и симметрично расположенных относительно продольной оси движения космического объекта, проходящей через его центр масс, а геометрические центры приемных плоскостей одной пары, отвечающей за движение космического объекта по углу рыскания, расположены на расстоянии L_P от продольной оси движения, а геометрические центры приемных плоскостей другой пары, отвечающей за движение космического объекта по тангажу, расположены на расстоянии L_T от продольной оси движения, причем каждая приемная плоскость площадью S_ПП выполнена в виде круга, в геометрический центр которого от источника падает поток электромагнитного излучения, с площадью проекции S, отвечающей соотношению S⊆S_ПП, а любой источник электромагнитного излучения, при сохранении постоянной суммарной мощности ∑Р электромагнитного излучения падающего на приемные плоскости приемно-преобразующего блока, может изменять свою мощность излучения от 0 до ∑P или быть переориентирован на любую приемную плоскость.

Орбитальная космическая система выполнена так, что каждая приемная плоскость пары выполнена в виде ряда приемных плоскостей, геометрические центры приемных плоскостей, отвечающих за движение космического объекта по тангажу, расположены на расстоянии L_T от продольной оси движения, а приемные плоскости, отвечающие за движение космического объекта по углу рыскания, расположены на расстоянии L_P от продольной оси движения, причем каждому ряду приемных плоскостей соответствует свой ряд источников, мощностью Р каждый, а любой ряд источников электромагнитного излучения может изменять свою мощность излучения или быть переориентирован на любой ряд приемных плоскостей.

Орбитальная космическая система выполнена так, что огибающая приемных плоскостей на космическом объекте ограничена характерной площадью космического объекта.

На фиг.1 приведен общий вид орбитальной космической системы, на фиг.2 приведено расположение приемных плоскостей приемно-преобразующего блока, включающего четыре приемные плоскости, а на фиг.3 приведен вариант выполнения каждой приемной плоскости, выполненной из ряда приемных плоскостей, в данном случае из двух. На фиг.1-3 приведено:

1 - космическая энергетическая станция (КЭС);

2 - солнечная батарея (СБ);

3 - двигательная установка (ДУ);

4 - энергоизлучательная система (ЭИС);

5 - источник электромагнитного излучения (источник ЭМИ);

6 - поток электромагнитного излучения (поток ЭМИ);

7 - космический объект (КО);

8 - приемно-преобразующий блок (ППБ);

9 - двигатели малой тяги;

10 - орбита функционирования;

11 - приемная плоскость (ПП);

12, 13 - пара приемных плоскостей (пара ПП);

14 - продольная ось движения;

15 - центр масс (ц.м.).

Орбитальная космическая система состоит из космической энергетической станции 1, которая включает питаемые от первичного источника с преобразователем, например солнечные батареи 2, двигательную установку 3 причаливания и ориентации и энергоизлучательную систему 4, имеющую четыре источника электромагнитного излучения 5, каждый из которых испускает поток электромагнитного излучения 6, и космический объект 7 с приемно-преобразующим блоком 8 энергии электромагнитного излучения и с двигателями малой тяги 9, для ориентации, стабилизации и поддержания космического объекта 7 на околоземной орбите функционирования 10. Приемно-преобразующий блок 8 включает две пары 12 и 13 непересекающихся между собой приемных плоскостей 11, перпендикулярно и симметрично расположенных относительно продольной оси движения 14 космического объекта 7, проходящей через его центр масс 15. На фиг.3 каждая приемная плоскость 11 пары 12 или 13 выполнена в виде ряда приемных плоскостей, в данном исполнении из двух.

Функционирует орбитальная космическая система следующим образом.

Ракетами-носителями выводятся с Земли космическая энергетическая станция 1 и космический объект 7 на круговую орбиту функционирования 10. Включением двигательной установки 3 космической энергетической станции 1 и двигателей малой тяги 9 космического объекта 7 выполняется сближение КЭС 1 и КО 7 на рабочее расстояние L и их ориентация и стабилизация. На КЭС 1 и КО 7 установлены подсистемы оптической связи (не показаны), которые осуществляют поиск и захват, слежение и наведение потока электромагнитного излучения 6 с КЭС 1 на КО 7. После установления оптической связи подсистема поиска, слежения и наведения (ПСН), с высокой точностью поддерживает режим слежения и наведения. КЭС 1, включающая систему генерирования электроэнергии (например, на основе солнечных батарей 2), подает питание на ДУ 3 причаливания и ориентации и в энергоизлучательную систему 4, преобразующую электроэнергию в электромагнитную энергию лазерного излучения. С помощью подсистемы ПСН четыре источника ЭМИ 5 ЭИС 4, непрерывно и с постоянной суммарной мощностью ЭМИ ∑P, направляют четыре потока ЭМИ 6, мощностью Р каждый, с одной длиной волны, на каждую приемную плоскость 11 приемно-преобразующего блока 8 КО 7. Тип лазера ЭИС 4 и расстояние L между КЭС 1 и КО 7 выбирают так, чтобы каждая ПП 11 площадью S_ПП, выполненная в виде круга, в геометрический центр которого от источника ЭМИ 5 падает поток ЭМИ 6 с площадью проекции S, отвечала соотношению S⊆S_ПП. Причем, с целью недопущения увеличения аэродинамического сопротивления КО 7, огибающая ПП 11 ППБ 8 ограничена характерной площадью (миделем) КО 7. Поток ЭМИ 6 от каждого источника ЭМИ 4 направлен на соответствующую ПП 11. Причем любой источник ЭМИ 5, при сохранении постоянной суммарную мощность ЭМИ ∑P на ППБ 8, может изменять свою мощность излучения от 0 до ∑P или быть переориентирован на любую приемную плоскость 11 ППБ 8. ППБ 8 включает две пары 12 и 13 непересекающихся между собой ПП 11, перпендикулярно и симметрично расположенных относительно продольной оси движения 14 КО 7, проходящей через его ц.м. 15. Геометрические центры ПП 11 одной пары ПП 13, отвечающей за движение КО 7 по углу рыскания, расположены на расстоянии L_P от продольной оси движения 14, а другой пары 12, отвечающей за движение КО 7 по тангажу, расположены на расстоянии L_T от продольной оси движения 14. При падении потока ЭМИ 6 на поверхность ПП 11 ППБ 8 происходит обратное преобразование энергии ЭМИ в электроэнергию. Эта электрическая энергия подается для питания технологических установок (на рисунке не показаны) для производства уникальных материалов и двигателей малой тяги 9. Падающий на поверхность ПП 11 поток ЭМИ 6 переносит не только энергию электромагнитного поля, но и импульс /5, с.666/, что создает давление на площадь S⊆S_ПП. При мощности Р каждого источника, на каждую ПП 11 действует давление с силой F в направлении поступательного движения КО 7. В случае необходимости компенсации возмущающих движение КО 7 внешних сил, требующих перемещения КО 7 в пространстве относительно ц.м. 15 по углу рыскания, система ориентации и стабилизации создает вращающий момент М_Р от силы давления ЭМИ, посредством изменения мощности источника или переориентации потоков ЭМИ 6 на одну из приемных плоскостей пары ПП 13, в зависимости от направления поворота. Аналогично по тангажу, система ориентации и стабилизации создает вращающий момент М_Т от силы давления ЭМИ, посредством изменения мощности источника или переориентации потоков ЭМИ 6 на одну из приемных плоскостей пары ПП 12, в зависимости от направления поворота.

Приведем расчетный пример проектирования орбитальной космической системы, включающей автономный космический объект, на борту которого создаются условия отвечающие требованиям по квазистатическим микроускорениям не хуже 10^-7-10^-8 g_o.

В качестве рекомендованной рабочей орбиты функционирования орбитальной космической системы примем круговую орбиту на высоте из рекомендуемого интервала от 3,5·10⁵ до 4,5·10⁵ м /2, с.115/, что позволяет осуществить движение КЭС и КО с постоянной скоростью и т.о. упростить подсистемы поиска, слежения и наведения лазерного излучения. Примем для дальнейших оценок скорость света в вакууме с=3·10⁸ м/с, а стандартное значение g_o=9,81 м/с². Положим, что на КЭС установлена ЭИС, на основе лазерной установки, которая может суммарно излучать на КО мощность ∑P=2·10⁴ Вт. Эта мощность разделяется и через четыре источника ЭМИ, мощностью Р=5·10³ Вт каждый, направляется на четыре приемные плоскости ППБ космического объекта, а в случае возможности изменения мощности каждого источника с доведением ее до 2·10⁴ Вт. В качестве генератора когерентных электромагнитных волн ЭИС возьмем полупроводниковый лазер, который характеризуется малыми энергопотреблением и массогабаритными параметрами, высокой мощностью диодов /5, с.338/. После преобразования и сложения отдельных лучей диода, для получения требуемой мощности излучения, предположим в объединенном луче лазера для каждого источника ЭМИ имеем угол расходимости излучения α=1,1·10^-3 рад. С целью снижения аэродинамического сопротивления выполняем КО в форме близкой к сферической с диаметром D_КО=3,4 м, с характерной площадью космического объекта S_КО=9 м². По аналогии с действующими (космический аппарат «Союз» /6, с.495/) или проектируемыми космическими аппаратами (космический аппарат «ОКА-Т» /3, с.110/), примем массу полностью заправленного и укомплектованного технологическим оборудованием КО m_КО=7·10³ кг. Примем площадь приемной плоскости, выполненной в виде круга, S_ПП=1 м², а коэффициент отражения поверхности приемной плоскости R=0,05. С целью недопущения увеличения аэродинамического сопротивления КО, ППБ выполним так, чтобы огибающая его ПП была ограничена характерной площадью КО. Также полагаем, что ППБ выполнен на основе фотоэлектрического генератора, использующего внутренний фотоэффект, для непосредственного преобразования энергии ЭМИ лазера в электрическую энергию на основе полупроводников /6, с.491, с.575-576/.

Для выбранного типа лазера с углом расходимости луча α и принятой площади приемной плоскости S_ПП, в данном примере полагаем S=S_ПП, определим расстояние L между источником ЭМИ энергоизлучающей системы КЭС и приемной плоскостью ППБ космического объекта из выражения

L=(S_ПП/π)^1/2/tg(α/2)=(1/π)^1/2/tg(1,1·10^-3/2)≈10³ м.

Ракетами-носителями выводим с Земли КЭС и КО на круговую орбиту функционирования. Включением ДУ космической энергетической станции и двигателей малой тяги космического объекта выполняется сближение КЭС и КО на рабочее расстояние L=10³ м и последующая их ориентация и стабилизация. Устанавливаем оптическую связь между объектами орбитальной космической системы с помощью подсистемы поиска, слежения и наведения. Подсистема ПСН, включающая механизмы грубого и точного наведения, осуществляет поиск и захват, слежение и наведение луча лазера с КЭС на КО. После установления оптической связи подсистема ПСН, с высокой точностью поддерживает режим слежения и наведения. КЭС, содержащая систему генерирования электроэнергии (например, на основе СБ), подает питание на ДУ причаливания и ориентации и в ЭИС, преобразующую электроэнергию в электромагнитную энергию лазерного излучения. С помощью подсистемы ПСЫ четыре источника ЭМИ энергоизлучающей системы непрерывно направляет монохроматические потоки электромагнитного излучения, каждый мощностью Р=5·10³ Вт, с одной и той же длиной волны на соответствующую приемную плоскость ППБ космического объекта. Причем, с целью недопущения увеличения аэродинамического сопротивления КО, огибающая приемных плоскостей ППБ ограничена характерной площадью КО. Любой источник ЭМИ, при сохранении суммарной мощности излучения на КО (2·10⁴ Вт), может быть переориентирован на любую приемную плоскость ППБ или изменить мощность от 0 до 2·10⁴ Вт. ППБ включает две пары непересекающихся между собой ПП, перпендикулярно и симметрично расположенных относительно продольной оси движения КО, проходящей через его ц.м. Примем, что геометрические центры ПП одной пары ПП, отвечающей за движение КО по углу рыскания, расположены на расстоянии L_P=1,15 м от продольной оси движения, а другой пары, отвечающей за движение КО по тангажу, расположены на расстоянии L_T=1,15 м от продольной оси движения. При падении потока ЭМИ на поверхность приемной плоскости ППБ происходит обратное преобразование энергии ЭМИ в электроэнергию. Положим, используем для преобразования энергии монохроматического излучения фотоэлектрические преобразователи на основе GaAs /7, с.46, 49/ с рабочей температурой 50°С и КПД=30%. Получаем, после преобразования в ППБ, электрическую энергию мощностью W=∑P·КПД=2·10⁴·30/100=6·10³ Вт, что соответствует требуемым для производства уникальных материалов проектируемым космическим системам типа «ОКА-Т» /3, с.110/. Эта электрическая энергия W подается для питания технологических установок и двигателей малой тяги. Падающий на каждую поверхность ПП поток ЭМИ переносит не только энергию электромагнитного поля, но и импульс, что создает давление р_эм на площадь S⊆S_ПП, т.е. движущую силу F направленную в сторону распространения электромагнитных волн перпендикулярно ПП. Определяем давление электромагнитного излучения р_эм на площадь S из соотношения /5, с.666/:

р_эм=I·(1+R)/с,

где интенсивность I электромагнитного излучения I=Р/S.

Откуда определяем силу F лазерного излучения, действующую на каждую приемную плоскость F=I·(1+R)·S/c=P·(1+R)/c=5·10³·(1+0,05)/3·10⁸=1,75·10^-5 H.

Давление ЭМИ, действуя на каждую ПП с равной силой F в каждой паре ПП, суммарно не создает вращающие моменты относительно ц.м. КО по рысканию и тангажу, которые будут соответственно равны нулю. Таким образом, ЭМИ, действуя в направлении поступательного движения КО с суммарной силой ∑F_ЭМ=4·F=4·1,75·10^-5=7·10^-5 H, вызывает микроускорение (а). Оценим это ускорение

a/g_o=∑F_ЭМ/(m_КО·g_o)=7·10^-5/(7·10³·9,81)=10^-9,

что отвечает условиям по квазистатическим микроускорениям на борту КО не хуже 10^-7-10^-8 g_o, требуемым для производства уникальных материалов. Для компенсации возмущающих движение КО внешних сил, требующих перемещения КО в пространстве относительно ц.м. по углу рыскания создают вращающий момент посредством изменения мощности или переориентации потоков ЭМИ, в зависимости от направления поворота, на одну из приемных плоскостей пары ПП отвечающей за рыскание, а по тангажу - в зависимости от направления поворота, на одну из приемных плоскостей пары ПП отвечающей за тангаж. Причем, возможны два случая:

1) при неизменности мощности Р=5·10³ Вт потока ЭМИ от каждого источника ЭМИ, в зависимости от количества переориентированных источников ЭМИ, возможны варианты крутящих моментов по углу рыскания М_Р и тангажу М_Т, зависимые от суммарной мощности ∑Р_Р или ∑Р_Т ЭМИ, падающей на ПП пары, отвечающей за рыскание или тангаж соответственно и определяемой выражениями:

- при повороте космического объекта по углу рыскания:

а) ∑Р_Р=Р_Р1+Р_Р2=5·10³+5·10³=10⁴ Вт;

б)∑P_P=P_P1+P_P2+P_T1+P_T2=5·10³+5·10³+5·10³+5·10³=2·10⁴ Вт;

- при повороте космического объекта по тангажу:

а) ∑Р_Т=Р_Т1+Р_Т2=5·10³+5·10³=10⁴ Вт;

б) ∑P_T=P_P1+P_P2+P_T1+P_T2=5·10³+5·10³+5·10³+5·10³=2·10⁴ Вт.

Откуда M_P=L_P·(1+R)·∑P_P/c=1,15·(1+0,05)·10⁴/3·10⁸=4·10^-5 Н·м, или М_Р=L_P·(1+R)·∑Р_Р/с=1,15·(1+0,05)·2·10⁴/3·10⁸=8·10^-5 Н·м, а М_Т=L_T·(1+R)·∑Р_Т/с=1,15·(1+0,05)·2,5·10³/3·10⁸=4·10^-5 Н·м, или М_Т=L_T·(1+R)·∑Р_Т/с=1,15·(1+0,05)·5·10³/3·10⁸=8·10^-5 Н·м;

2) в случае изменения мощности потока ЭМИ от каждого источника ЭМИ, которое можно изменять практически мгновенно (путем выключения или включения части лазерных диодов, входящих в состав лазерной головки), можно получить крутящий момент по рысканию или тангажу в интервале от 0 до 8·10^-5 Н·м.

Поскольку ориентация и стабилизация КО по тангажу и рысканию будет постоянно проходить за счет использования давления лазерного излучения, то для этого не нужно включение двигателей малой тяги, что увеличивает сроки сохранения микрогравитационной обстановки на борту КО. За счет сокращения включений ДУ снижается расход топлива двигателей, что в целом улучшает массовые характеристики КО. Кроме того, в случае использования ЭРДУ, не нужно часть преобразованной электрической энергии ППБ направлять для их питания, а использовать в технологических процессах.

Нужно отметить, что при оптимальном проектировании данной космической системы необходимо учитывать связь: суммарной мощности, поступающей на КО, и габаритов КО; ограничений по расположению источников ЭМИ на КЭС и расстояния L источников ЭМИ и приемных плоскостей ППБ. Например, для выбранной геометрии КО, в данном расчетном примере существует ограничение по величине суммарной мощности ∑P, связанное с возможностями системы обеспечения теплового режима на бору КО, при этом имеется в виду радиационный сброс тепла через поверхность ограниченную площадью сферы. Расстояние L также должно находиться в оптимальных пределах: L должно быть достаточно велико, чтобы пренебречь гравитационной силой между КЭС и КО, в тоже время L ограничено возможностями размещения источника ЭМИ на КЭС, связанное с требованием прямой видимости источника ЭМИ и приемных плоскостей ППБ.

Таким образом, предлагаемая орбитальная космическая система, осуществляющая передачу энергии между космическими объектами потоком электромагнитного излучения, позволяет:

1) использовать импульс потока электромагнитного излучения в системе ориентации и стабилизации космического объекта, предназначенного для экспериментов в области физики жидкости, космического материаловедения и биотехнологии, на борту которого, и, с помощью предлагаемого решения, создать условия по квазистатическим микроускорениям на борту космического объекта не хуже 10^-7-10^-8 g_o;

2) проводить технологические эксперименты, при непрерывной и параллельной работе системы ориентации и стабилизации космического объекта, без ухудшения микрогравитационной обстановки на борту космического объекта, что позволяет улучшить качество производимых материалов и одновременно сократить время и частоту включения двигателей малой тяги, вносящих наибольший вклад в ухудшение микрогравитационной обстановки;

3) расширить перечень производимых материалов и научных экспериментов с высокой продолжительностью, за счет увеличения сроков сохранения требуемой микрогравитационной обстановки на борту космического объекта, благодаря непрерывной и параллельной работе технологической установки и системы ориентации и стабилизации космического объекта, использующей импульс электромагнитного излучения, при соответствующем сокращению времени и частоты работы двигателей малой тяги;

4) при ориентации и стабилизации космического объекта регулировать величину требуемого крутящего момента относительно центра масс космического объекта по углу рыскания или тангажу, при этом сохранять постоянной величину электрической энергии подаваемой к технологическим установкам по производству уникальных материалов;

5) снизить расход топлива двигателей малой тяги, и таким образом улучшить массовые характеристики космического объекта, за счет сокращения времени работы и частоты их включения в системе ориентации и стабилизации космического объекта.

ЛИТЕРАТУРА

1. В.А.Грилихес, П.П.Орлов, Л.Б.Попов. Солнечная энергия и космические полеты. М.: Наука, 1984.

2. В.С.Авдуевский, Г.Р.Успенский. Космическая индустрия. Москва. Машиностроение, 1989 г.

3. Обслуживаемый модуль для производства в космосе материалов с уникальными свойствами. / Елкин К.С., Левтов В.Л., Лобыкин А.А. и др. / М.: Известия РАН, Энергетика, №3, 2007 г.

4. Перспективы использования беспроводной передачи электрической энергии в космических транспортных системах. / Грибков А.С., Евдокимов Р.А., Тугаенко В.Ю. и др. / М.: Известия РАН, Энергетика, №2, 2009 г.

5. Физический энциклопедический словарь. Москва, «Советская энциклопедия», 1983.

6. Большой энциклопедический словарь. Политехнический. М.: Большая Российская энциклопедия, 2000.

7. Андреев В.М., Грилихес В.А., Румянцев В.Д. Фотоэлектрическое преобразование концентрированного солнечного излучения. - Л.: Наука, 1989.

1. Орбитальная космическая система, состоящая из космической энергетической станции с энергоизлучательной системой, имеющей источник монохроматического электромагнитного излучения, космического объекта с приемно-преобразующим блоком энергии электромагнитного излучения, оптически связанного с указанным источником, и двигателей малой тяги для ориентации, стабилизации и поддержания космического объекта на околоземной орбите функционирования, отличающаяся тем, что в энергоизлучательную систему космической энергетической станции, находящейся на одной круговой орбите функционирования с космическим объектом, дополнительно введены три источника электромагнитного излучения с той же длиной волны и мощностью Р, что и у первого, а приемно-преобразующий блок включает две пары непересекающихся между собой приемных плоскостей, перпендикулярно и симметрично расположенных относительно продольной оси движения космического объекта, проходящей через его центр масс, а геометрические центры приемных плоскостей одной пары, отвечающей за движение космического объекта по углу рыскания, расположены на расстоянии L_P от продольной оси движения, а геометрические центры приемных плоскостей другой пары, отвечающей за движение космического объекта по тангажу, расположены на расстоянии L_T от продольной оси движения, причем каждая приемная плоскость площадью S_ПП выполнена в виде круга, в геометрический центр которого от источника падает поток электромагнитного излучения, с площадью проекции S, отвечающей соотношению S⊆S_ПП, а любой источник, при сохранении суммарной мощности ∑P от всех источников электромагнитного излучения, падающего на приемные плоскости приемно-преобразующего блока, может изменять свою мощность излучения от 0 до ∑P или быть переориентирован на любую приемную плоскость.

2. Орбитальная космическая система по п.1, отличающаяся тем, что каждая приемная плоскость пары выполнена в виде ряда приемных плоскостей, геометрические центры приемных плоскостей, отвечающих за движение космического объекта по тангажу, расположены на расстоянии L_T от продольной оси движения, а приемные плоскости, отвечающие за движение космического объекта по углу рыскания, расположены на расстоянии L_P от продольной оси движения, причем каждому ряду приемных плоскостей соответствует свой ряд источников, мощностью P каждый, а любой ряд источников электромагнитного излучения может изменять свою мощность излучения или быть переориентирован на любой ряд приемных плоскостей.

3. Орбитальная космическая система по п.1 или 2, отличающаяся тем, что огибающая приемных плоскостей на космическом объекте ограничена характерной площадью космического объекта.