Текст
РГАСНТИ 551.49,07.35.47
ISSN 0202—7615
ИТОГИ
НАУКИ
И ТЕХНИКИ
РАКЕТОСТРОЕНИЕ
И КОСМИЧЕСКАЯ
ТЕХНИКА
Том 10
Москва 1989
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР АКАДЕМИЯ НАУК СССР
ПО НАУКЕ И ТЕХНИКЕ
ВСЕСОЮЗНЫЙ ИНСТИТУТ НАУЧНОЙ И ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ
(ВИНИТИ)
ИТОГИ НАУКИ И ТЕХНИКИ
СЕРИЯ
РАКЕТОСТРОЕНИЕ
И КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА
Том 10
ОРБИТАЛЬНЫЕ
КОСМИЧЕСКИЕ СТАНЦИИ
Под редакцией академика В. П. Мишина
Серия издается с 1966 г.
МОСКВА 1989
-УДК 629.786.001.63
Главный редактор информационных изданий ВИНИТИ
профессор П. В. Нестеров
РЕДАКЦИОННАЯ КОЛЛЕГИЯ
информационных изданий ВИНИТИ по машиностроению
Главный редактор — академик АН СССР К. В. Фролов
Члены редакционной коллегии: к. т. н. Т. А. Альперович,
д. т. н. А. В. Бронников, к. т. н. А. 3. Голодницкий,
к. т. н. А1. И. Гречиков, к. т. н. В. В. Жоховский,
академик АН СССР Н. Н. Исанин, д. т. н. Н. Н. Колчин,
к. т. н. Н. Ф. Малов (ученый секретарь редколлегии),
к. т. н. В. А. Мангушев к. т. н. А. Т. Мицевич (зам. главного редактора),
к. т. н. С. 3. Отто, к. т. н. А. М. Петрина, чл.-корр. АН СССР Е. П. Попов,
к. т. н. Ю. П. Струков, чл.-корр. АН СССР О. Н. Фаворский,
к. т. н. 3. Н. Хадзиламбру, к. т. н. 3. М. Цукерман
Научный, редактор академик В. П. Мишин
Рецензенты: д. т. н., проф. Э. И. Григоров, проф. В. К. Карраск
© ВИНИТИ, 1989
УДК 629.786.001.63
ОРБИТАЛЬНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ СТАНЦИИ
Сердюк В.К., Толяренко Н.В,
ВВЕДЕНИЕ
Развитие космонавтики последних десятилетий неразрывно
связано с эксплуатацией все более усложняющихся орбиталь¬
ных космических станций (ОКС), Начиная с 1971 г. на борту
станций 'Салют" и Skylab проведен широкий круг эксперимен¬
тов и 1 исследований,отработаны принципы обеспечения Длитель¬
ных полетов человека в невесомости, отработаны технические
средства космической техники с ресурсом 3-5 лег. Согласно
принципам , классификации ОКС [ 1] , все ранее работающие
станции могли быть названы моноблочными, г.е. доставляемы¬
ми на орбиту функционирования одним пуском ракеты-носителя
(РН) и начинающими работать после расконсервации и прове¬
рочных операций. Габариты, масса, а следовательно, и функци¬
ональные возможности подобных ОКС ограничены возможнос¬
тями применяемых РН. В отличие от моноблочных многоблоч—
ные (или сборные) ОКС создаются за счет сборки на орбите
двух и более блоков, каждый из которых доставляется на ор¬
биту отдельной РН. Первым успешным шагом в реализации это¬
го перспективного направления явилась ОКС "Мир", запущен¬
ная в феврале 1986 г. ОКС "Мир" является станцией нового
поколения, рассчитанной на принципиально новые технологии
научных исследований благодаря включению в орбитальный
комплекс нового для космической техники элемента - самос¬
тоятельных научных модулей, расширяющих научный потенци¬
ал ОКС. Переход к модульной конструкции полностью изменил
компоновку и конструкцию ОКС, принципы формирования и об¬
служивания бортовых систем.
Резко возросшая актуальность создания постоянно действу¬
ющих орбитальных пилотируемых комплексов в ведущих промыш¬
ленно развитых зарубежных странах вызвала интерес к реали¬
зации крупномасштабных долгосрочных проектов ОКС. На при¬
мере наиболее интересных разработок США, стран Западной
Европы, Японии и Канады в области создания многоблочных
ОКС проанализируем принципиально новые аспекты в их соз¬
дании, к которым отнесены: чоеый подход к выбору целевых
3
1-2
задач, нарашивание ОКС в процессе эксплуатации, широкая
международная кооперация в период создания и эксплуатации
ОКС, методы конструирования больших космических систем с
обеспечением активного ресурса существования 15-20 лег,
развитие инфраструктуры космических объектов в составе ОКС,
принципы комплектации бортовых служебных систем, методы
обеспечения безопасности функционирования орбитального комп¬
лекса.
В США работы по модульной ОКС получили название Space
Station [1-6]. Западноевропейские разработки по ОКС Colum¬
bus, часть элементов которых будет задействована и в со¬
ставе ОКС Space Station, начались в середине 1985 г. [2,
5, 6]. Для обоих проектов характерны новые принципы комп¬
лектации целевых полезных нагрузок, отличающиеся от приме¬
няемых ранее в моноблочных ОКС "Салют', Skylab. Наиболь¬
шее количество полезных нагрузок будет использовано в ин¬
тересах дисциплин, изучающих (и эксплуатирующих) материало¬
ведение и физику жидкостей в условиях микрогравигадии. В
существенно меньшей степени намечаются эксперименты в об¬
ласти длительного обеспечения жизнедеятельности человечес¬
кого организма в условиях микрогравигадии, работы по наб¬
людению поверхности Земли и Мирового океана, астрономи¬
ческие и астрофизические эксперименты. Прослеживается тен¬
денция перехода от экспериментального к полупромышленному
получению в космосе новых материалов, кристаллов, полупровод¬
никовых материалов, полимеров, сверхпроводящих композиций,
высокоэффективных фармацевтических препаратов [7-17]. На¬
иболее перспективно получение в условиях ОКС полупромыш¬
ленных партий полупроводниковых кристаллов кремния и ар¬
сенида галлия для последующего их использования в сверх¬
больших интегральных микросхемах, чувствительных элемен¬
тах детекторов, оптических преобразователях. Получение фар¬
мацевтических препаратов в условиях микрогравитации будет
основано на принципах кристаллизации протеинов (к настояще¬
му времени кандидатами являются до 250 ОООпрогеинов) с
последующей идентификацией их лечебных свойств в условиях
орбитального полета. Наконец, коренным отличием формирова¬
ния целевых полезных нагрузок для перспективных много¬
блочных ОКС является включение в их состав коммерческих
полезных нагрузок’различного назначения.
Масштабы проектируемых ОКС, сроки создания пилотируе¬
мых вариантов, последовательность наращивания сильно зави¬
сят от выделяемого финансирования, роста потребности в це¬
4
левых нагрузках, размещаемых только в условиях ОКС, разви¬
тия международной кооперации. Существующие рекомендации
[ 1 ] по порядку ввода ОКС Space Station в эксплуатацию осно¬
вываются на минимальных и предельных возможностях назем¬
ной производственной базы. Поскольку основным средством
выведения элементов базовой ОКС предполагается транспорт¬
ный космический аппарат (ТКА) Space Shuttle, го массо¬
вые, габаритные и инерционные характеристики элементов
ОКС будут лимитироваться грузовыми характеристиками ТКА.
Таким образом, масса модулей ОКС ограничивается 20 -
25 т, длина - 15-17 м, диаметр 4-4,3 м. Темп создания
ОКС определяется программой запусков ТКА Space Shuttle.
Основными эксплуатационными характеристиками ОКС принято
считать располагаемый объем герметических отсеков^среднюю
мощность энергопотребления, объем получаемой информации,
численность экипажа, погребное число запусков РН для созда¬
ния работоспособных и полномасштабных вариантов ОКС.
Функционирование ОКС Space Station в пилотируемом вариан¬
те будет возможно после 4-5 запусков ТКА Space Shuttle,
хотя создание так называемой ОКС первого этапа, состоя¬
щей из 9 герметических модулей, силовой фермы длиной 1ОО-
120 м, размещенной на ней системы энергопитания мощ¬
ностью 75 кВт, будет возможно после 10-11 запусков ТКА.
Оценки перспектив наращивания характеристик ОКС пока¬
зывают, что через 10-15 лет после создания ОКС первого
этапа мощность ее системы энергопитания должна возрасти с
75 до 375 кВт, объем герметических модулей со 120 до
3 30 м3, численность экипажа с 6 до 2 0 одновременно рабо¬
тающих операторов (при среднем сроке работы смены -
3 мес.), объем передаваемой информации на Землю с 29 до
135 Мбиг/с. Естественно, рост операционных характеристик
ОКС не является самоцелью, а должен удовлетворять рост
потребностей в использовании уникальных условий космоса.
Намечена широкая кооперация при создании как непосредст¬
венно ОКС, гак и полезных нагрузок для нее. Странами Запад¬
ной Европы с 1985 г. начаты разработки отдельных элемен¬
тов ОКС Space Station, в частности, герметического лабора¬
торного модуля для проведения экспериментов в области ма¬
териаловедения, физики жидкости, отработки систем обеспе¬
чения жизнедеятельности; одной или нескольких космических
платформ на базе модифицированной платформы Eureca.Ha ос¬
нове разработки этих элементов страны Западной Европы к
1996-2000 гг. могут создать и собственную ОКС Columbus.
5
С 1985 г. начаты работы Японии по участию в программе
ОКС. Экспериментальный японский пилотируемый модуль JEM
будет использован для многочисленных экспериментов и полу¬
промышленного производства материалов, проводимых как в
герметическом отсеке, гак и на негерметизированной платформе,
жестко закрепленной на модуле.
К работам по ОКС Space Station привлечены также от¬
дельные фирмы Канады, ранее участвовавшие в программе
создания манипулятора для ТКА Space Shuttle. Ими будут
разрабатываться манипуляторы для сборки отдельных элемен¬
тов ферменных конструкций ОКС, а также модуль для обслужи¬
вания и ремонта искусственных спутников Земли (ИСЗ) на
борту ОКС.
Среди основных недостатков существующих ОКС отмечались
малая сменность целевого научного и технологического обору¬
дования из-за ограниченных возможностей транспортных ко¬
раблей и сложной аккомодации вновь прибывающего с Земли
оборудования с фиксированными конструктивными элементами
внутри ОКС, а также сравнительно малая эффективность рабо¬
ты целевого оборудования на борту ОКС, поскольку условия
работы разнородного оборудования (по уровню гравитационных
перегрузок, погребных условий ориентации и стабилизации, ос¬
вещенности поверхности Земли, длительности проведения экспе¬
риментов и т.п.) часто были несовместимы. Низка была и эф¬
фективность работы экипажей на орбите, поскольку большая
часть времени орбитального полега уходиг на поддержание фи¬
зиологических функций человеческого организма и на калиб- ,
ровочно-обслуживающие работы по обеспечению рабогоспо—
собносги борговых вспомогательных систем. Частично вопрос
увеличения сменности научного оборудования решен на модуль¬
ной ОКС "Мир" за счег пристыковки сменных научных и при¬
кладных модулей. При этом в инфраструктуре ОКС "Мир" -
8-10 космических объектов (собственно базовый блок "Мир",
транспортный корабль "Союз-ТМ", корабли снабжения "Про¬
гресс", целевые модули нескольких наименований, РН для
выведения модулей и транспортных кораблей, ИСЗ для рет¬
рансляции телеметрических данных на наземные пункты
вне зон прямой радиовидимости).
Для перспективных ОКС Space Station и Columbus наряду с
модулями и элементами конструкции, непосредственно об¬
разующими г базовую ОКС, в инфраструктуру включены мно¬
гочисленные космические объекты, не имеющие жесткой кон¬
структивной связи с базовой ОКС, но являющиеся иеогделяе-
мой частью общего проекта ОКС, резко расширяющие операци¬
онные возможности ОКС в целом. В настоящее время инфра¬
структура ОКС Space Station включает 21 тип космических
аппаратов (КА), а именно: стандартный герметический модуль
многоцелевого назначения, используемый как жилой, экспе¬
риментальный, технологической, научный; стыковочный модуль
с шестью стыковочными узлами для обеспечения сборки пило¬
тируемых и автоматических модулей в единую жесткую струк¬
туру; модуль со шлюзовой камерой для обеспечения выхода
членов экипажа в открытый космос; модульный блок для сбор¬
ной 1 ферменной конструкции; телеуправляемый межорбигаль—
ный транспортный аппарат (МТА) для перемещения грузов в
окрестности ОКС; модульный склад для временного хранения
целевых полезных нагрузок в период между их доставкой с
Земли до момента размещения в рабочей зоне ОКС; аппарат
для монтажа космических конструкций; установка для хране¬
ния и перезаправки топлива; модуль для обслуживания и ремон¬
та ИСЗ на борту ОКС; лабораторные модули производства Япо¬
нии и стран Западной Европы; космические платформы с герме¬
тическим отсеком, допускающим пребывание экипажа для
целей обслуживания и ремонта; космические автоматические
платформы, размещаемые как на орбитах вблизи базовой
ОКС, так и на высоких полярных орбитах; автоматический ап¬
парат с манипулятором для обслуживания ИСЗ и автоматичес¬
ких платформ; модуль для хранения блоков запасных частей
вспомогательных бортовых систем; многоразовые МТА для
обслуживания полезных нагрузок на орбитах вплоть до геоста¬
ционарной; транспортные корабли и корабли снабжения, вклю¬
чая КС Space Shuttle и мини-КС Hermes; аппараты для пере¬
мещения космонавтов в космосе в окрестностях базовой ОКС
для целей обслуживания и ремонта; система ретрансляционных
ИСЗ серии TDRS для непрерывного обмена ОКС с наземными
приемопередающими станциями; РН для выведения отдельных
элементов ОКС.
Среди указанного многообразия космических объектов, об¬
разующих структуру ОКС, следует выделить автономные кос¬
мические платформы. Предполагается, что одна или несколько
автоматических платформ с массой размещенных на каждой из
них полезных нагрузок до 1000-1200 кг, будут функциони¬
ровать в плоскости рабочей орбиты базовой ОКС, кроме того,
одна из платформ будет функционировать на полярной орбите
высотой 850-1000 км. На данных платформах будут установ¬
лены полезные нагрузки, требующие Для своей работы сверх-
7
малых уровней гравитации (порядка 10-6 _ lO“7g постоян¬
ных углов освещенности наблюдаемых на Земле объектов (что
характерно для солнечно-синхронных околополярных орбит ИСЗ),
длительных режимов трехосной инерциальной стабилизации
(требуемых в большинстве астрофизических космических иссле¬
дований), повышенных (до единиц угловых секунд) точностей
стабилизации заданных направлений. Одновременное применение
двух и более космических объектов позволит успешно проводить
эксперименты по физике плазмы, прохождению радиоволн через
магнитосферу и плазменные образования, радиоингерферомегрии
и пр. Применение космических платформ с внедрением их об¬
служивания с базовой ОКС может эффективно обеспечить прак¬
тически весь круг коммерческих полезных нагрузок, выведение
которых ожидается до 2000 г.
Другим новым важным качеством проектируемых многоблоч¬
ных ОКС будет возможность обслуживания полезных нагрузок, •
размещаемых на околоземных орбитах, вплоть до геостационар¬
ной, для чего в структуре ОКС предусмотрен парк МТА, топ¬
ливных хранилищ, зон обслуживания с необходимым оборудова¬
нием. И для МТА, используемого в составе ОКС, рекомендует¬
ся блочно-модульная конструкция. Высокая массовая эффектив¬
ность МТА при обслуживании им стационарных ИСЗ достигается
применением кислородоводородного топлива, сбрасываемых в
ходе полета топливных баков, применением аэродинамического
торможения в атмосфере Земли при возвращении МТА с гео¬
стационарной на базовую орбиту ИСЗ. Модульность конструкции
позволяет монтировать МТА непосредственно на борту базовой
ОКС, а за счет возможности монтажа различного количества
комплектов топливных баков варьировать массу транспортируе¬
мого полезного груза.
Планы расширения инфраструктуры ОКС в основном зависят
от объема финансирования программы ОКС. Имеются проработ¬
ки наращивания инфраструктуры ОКС на период после 2000 г.
Наиболее реальными аппаратами из этой расширенной структу¬
ры можно считать модули с увеличенными объемами гермети¬
ческих отсеков, спускаемые аппараты для аварийной эвакуации
экипажа с борта ОКС на Землю, пилотируемый вариант МТА
для обслуживания платформ и полезных нагрузок вне ОКС, мо¬
дуль для экспериментов с токсичными и взрывоопасными ве¬
ществами, модуль со сверхмощной BLIBM для предварительной
обработки информации непосредственно на борту ОКС, низко-
орбитальные привязные ИСЗ и платформы, дополнительные гер¬
метические кабины для размещения в грузовом отсеке косми-
8
ческого самолета (КС) Space Shuttle с целью увеличения до
10-15 членов экипажа, транспортируемых на ОКС и обратно
на Землю.
Наконец, в более отдаленной перспективе на период 2010-
2025 гг. многоблочная ОКС может рассматриваться как на¬
турный полигон для отработки элементов длительных пилоти¬
руемых экспедиций на Луну и Марс. В этом случае наряду с
отработкой специфических элементов КА для освоения планет
(посадочные и взлетные аппараты, ресурсные модули, аппа¬
раты для передвижения по поверхности планет, модули для до¬
бычи и переработки полезных ископаемых) в условиях ОКС
могут быть отработаны и элементы, дополняющие в даль¬
нейшем инфраструктуру самой ОКС, такие, как Ядерные энер¬
гоустановки, мощные ретрансляционные платформы, модули
с имитацией частичного гравитационного ускорения для обеспе¬
чения работы экипажа и г.Д.
Предлагаемый обзор составлен по данным зарубежных пуб¬
ликаций, цель его заключается в систематизации и обобщении
исследований и разработок в области ОКС, а также выявлении
наиболее существенных направлений из опубликованных в ос¬
новном в 1986-1988 гг. теоретических и эксперименталь¬
ных исследований,
1. ОСНОВНЫЕ НЕЛИ И ЗАДАЧИ ПРОГРАММ
МНОГОБЛОЧНЫХ ОКС
Разработка сложнейшей комплексной программы создания
многоблочных ОКС начинается с выработки основных тактико-
технических требований [1], обоснования целей и задач прог¬
раммы, выбора инфраструктуры будущей ОКС, подборки техно¬
логических решений для достижения заданных целей.
В наиболее общем виде [1,2] основной целью создания мно¬
гоблочной ОКС является широкая международная кооперация в
практическом использовании космического пространства. В
этом смысле ОКС должна стать постоянным пилотируемым
форпостом человечества в космосе, расширяющим и углубляю¬
щим его познания материального мира.
Будучи многофункциональным космическим комплексом, ОКС
в первую очередь является [81:
1 ) исследовательским комплексом для научных, приклад¬
ных и технологических разработок;
2-1
9
2) совершенной астрономической, астрофизической обсерва¬
торией с уникальными возможностями наблюдений;
3) орбитальным комплексом по сборке и обслуживанию кос¬
мических объектов, включая сборку, ремонт и перезаправку
многочисленных ИСЗ и КА;
4) новым видом космической транспортной базы для хране¬
ния и эксплуатации МТА, запасов топлива, полезных нагрузок
и г.д.;
5) космическим предприятием для получения полупромышлен¬
ных партий полуфабрикатов и готовых изделий в интересах ком¬
мерческих фирм.
Базируясь на основных вышеприведенных целях разработ¬
ки ОКС, можно определить круг основных задач, решаемых
при полете многоблочной ОКС [ 1-4]:
- широкий спектр астрономических и астрофизических иссле¬
дований в инфракрасном, видимом, рентгеновском, радио и у -
диапазонах излучения с целью изучения звезд, галактик, пла¬
нетных систем, квазаров, пульсаров и г.д.; изучение первичных
космических излучений с энергиями до 100 ГэВ;
- проведение экспериментов в области космического матери¬
аловедения с целью получения новых материалов и сплавов,
полупроводниковых кристаллов с заданными свойствами, фарма¬
цевтических препаратов;
- проведение широкомасштабных научных и прикладных ис¬
следований в области биологии и обеспечения жизнедеятель¬
ности биологических организмов в условиях космического про¬
странства; продолжение исследований по изучению влияния мик¬
рогравитации на развитие клеток, сердечно-сосудистую и мы¬
шечную деятельность, иммунологию и наследственность, коорди¬
нацию и моторные возможности;
- комплекс задач по непрерывному дистанционному наблюде¬
нию поверхности Земли и Мирового океана в интересах специа¬
листов по географии, океанографии, метеорологии;
- использование различных элементов инфраструктуры ОКС
для решения задач космической связи, навигации, передачи
больших объемов информации, в т.ч. цифровой;
- использование ОКС для отработки технологических про¬
цессов по сборке и эксплуатации в космосе крупногабаритных
конструкций, проведению работ по ремонту и обслуживанию объ¬
ектов в орбитальных условиях, перезапрвке МТА.
В основе принятого в настоящее время варианта ОКС Spa¬
ce Station [ 5, 6] лежит гораздо более масштабная концеп¬
ция, предусматривающая создание на низкой околоземной орби¬
10
те многоцелевого, многофункционального комплекса, который
в ближайшие цесягилетия будет связан Практически со всеми
космическими программами США. В своей окончательной кон¬
фигурации ОКС станет и комплексной космической лаборато¬
рией, и мощной астрофизической , обсерваторией, и орбиталь¬
ным центром сборки и обслуживания многочисленных КА и
центром снабжения ряда экспедиций. Наконец, ожидается, что
ресурсы ОКС позволят развернуть в условиях микрогравита¬
ции уникальные опытные, а затем и промышленные коммер¬
ческие установки.
Характерно, что уникальные возможности ОКС в полной
мере могут быть реализованы только за счет комплексного
подхода, расширения круга разработчиков и пол 1»зова тел ей
систем ОКС, привлечения широкого международного сотруд¬
ничества.
Наряду с высокой степенью автоматизации управления
работой всех систем ОКС и внедрением методов дистанцион¬
ного управления и контроля, важной особенностью ОКС яв¬
ляется постоянное наличие на борту высококвалифицированного
экипажа. "Эффект присутствия' экипажа в наибольшей степени
будет сказываться при проведении на борту работ исследо¬
вательского характера. В ОКС первого этапа приоритетными в
этом плане станут исследования в области биомедицины и ма¬
териаловедения, астрофизические наблюдения и дистанцион¬
ные исследования Земли.
К числу задач прикладного характера отнесены обслужива¬
ние и ремонт КА в орбитальных условиях. Ресурсы ОКС мо¬
гут существенно продлить . срок работы многочисленных ИСЗ,
устранить возможные отказы, позволят проводить в орбиталь¬
ных условиях модернизацию систем КА. Предполагается, что
расширение возможного круга задач ОКС будет достигнуто
тем, что рабочие зоны будут размешаться не только внутри
герметических модулей ОКС, но и в окружающем их простран¬
стве, в котором можно расположить крупногабаритное оборудо¬
вание, тросовые и автономные платформы] и др. Такой подход
позволит решить проблемы ограниченных внутренних объемов
ОКС, уменьшения степени риска при некоторых операциях
(например, при перезаправке топливом), обеспечения условий
работы высокочувствительных инструментальных систем.
Работы по формированию первоочередных исследовательс¬
ких программ ведутся в настоящее время рядом подразделе¬
ний NASA под общим управлением Центра космических поле¬
тов им. Маршалла. Намечено несколько основных направлений,
11
каждое из которых представляет, в сущности, многостороннюю
комплексную научно-техническую программу.
Программа исследования околосолнечного пространства STO
(Solar Terrestrial Observatory) предусматривает создание
и использование комплекса инструментальных средств для изу¬
чения эоны влияния солнечной активности. На первом этапе для
этих целей предполагается использовать, в основном, комплекс
средств, разработанных в рамках программы Space Shuttle/
Spacelab. Ожидается, что эго позволит повысить функциональ¬
ные характеристики оснащения ОКС, снять ограничения по ре¬
сурсам, обеспечить более надежное обслуживание, возмож¬
ность ремонта и пр.
Технические средства, используемые в программе STO,
будут размешаться:
- на верхней ферме ОКС - коронографическое, спектрографи¬
ческое, радиометрическое оборудование, телескопы и другие
системы, предназначенные для исследования физики Солнца в
видимом, ультрафиолетовом и рентгеновском диапазонах;
- на нижней ферме ОКС - приборы для исследования физи¬
ческих параметров плазмы в космическом пространстве;
- на полярной платформе - спекгро-, фото- интерферометри¬
ческие и другие инструменты дня исследования космической
плазмы и атмосферы Земли.
Для проекта ''усовершенствованной солнечной обсервагорш *
ASO характерен широкий спектральный диапазон используемых
средств излучения - от жесткого рентгеновского до низко¬
частотного радиоволнового, что должно обеспечить возможность
исследования глубинных звездных процессов, лежащих в основе
наблюдаемых на Солнце явлений. К наиболее перспективным
компонентам данного проекта относят диафрагмирующую систему
POF для мульгиспектральных коронарных телескопов, разме¬
щаемую на выдвижной ферме длиной до 32 м.
Принципиально новой инструментальной системой, резко рас¬
ширяющей возможности астрономических наблюдений в комплек¬
се средств ОКС, должен стать у -лучевой видеотелескоп
GRITS.. В целях увеличения разрешающей способности до нес¬
кольких дуговых минут (принципиальный предел, связанный с
физикой механизма черенковского излучения) в качестве газо¬
вого у- телескопа предполагается использование переоборудо¬
ванного бака от ТКА Space Shuttle.
Для исследования ряда эффектов, связанных с распростране¬
нием гравитационных волн, 'черными дырами", нейтронными
звездами, предполагается использование крупногабаритных комп-
12
лексов рентгеновских датчиков XLA с площадью до 100 м-,
Доставка на орбиту подобных объектов, естественно, невоз¬
можна, и они будут собираться из отдельных модулей непос¬
редственно на борту ОКС.
Программа дистанционных исследований Земли средства —
ми ОКС связывается с разработкой принципиально новых или
качественно усовершенствованных приборных систем. Напри¬
мер, для изучения глобальных атмосферных процессов вполне
оправдано применение’модифицированных импульсных углекис¬
лотных лазеров - доплеровских лидаров. Считается, в частнос¬
ти, что при гаком подходе могла бы быть решена одна из
важнейших задач климатологии - получение надежных количест¬
венных оценок динамики воздушных масс в глобальных мас¬
штабах Земного шара.
В качестве альтернативных рассматриваются возможности
установки лидара либо непосредственно на ОКС, либо на поляр¬
ной космической платформе. Последний вариант во многих
отношениях считается предпочтительным, поскольку платформа
обеспечит равномерное покрытие земной атмосферы с периодом
повторения условий наблюдения 12 ч. На платформе одновре¬
менно могут размешаться и другие приборы, дополняющие
получаемую информацию.
Так же, как и лидар, комплекс приборов для дистанционного
исследования тропических ливней TRMM может быть установ¬
лен либо на нижней ферме ОКС, либо на космической платфор¬
ме. Разработке подобного комплекса придается большое значе¬
ние в плане климатологических исследований. Испарение в ат¬
мосферу влаги из тропических регионов связано с поглощени¬
ем огромного количества теплоты, которое высвобождается в
атмосферу при конденсации этой влаги и выпадении ее в виде
тропических ливней. Надежность существующих прогности¬
ческих моделей резко падает при попытке экстраполяции полу¬
чаемых результатов за пределы ближайших нескольких суток,
что в значительной мере связано с непредсказуемым теорети¬
ческим характером влияния на климат столь мощного фактора,
как тропические ливни.
1.1. Полезные нагрузки для производства химических
и фармацевтических препаратов в условиях ОКС
Производство материалов в космосе начато с 1970 г. и к
настоящему времени широкие разработки этой проблемы ведуг-
13
Рис. 1. Рынок сбыга продуктов космического производства
Рис, 2. Рынок сбыга фармацевтических материалов по
оценкам: 1 - фирм MDAC и Rockwell;2 - ценура кос¬
мической политики; 3 - NASA
Рис. 3. Рынок сбыта полупроводников по оценкам:
1 — фирмы Rockwell; 2 - NASA; 3 - центра космичес¬
кой политики
14
Рис. 4, Рынок сбыта оптических материалов по
оценкам: 1 - NASA; 2 - центра космической по¬
литики; 3 - фирмы Rockwell
Рис. 5. Зависимость удельной стоимости производства
материалов в космосе от уровня начальных капитало¬
вложений: 1 - грузовой отсек КС Space Shuttle; 2 -
контейнер GAS; 3 - контейнер Hitchhiker; 4 - автоном¬
ная платформа;
15
ся в фирмах McDonnell Douglas, ЗМ, General Motors и др,
[14, 15]. На период до 2000 г. ожидается, что на мировом
рынке можно будет реализовать продукции космического произ¬
водства до 40 млрд. долл. Оценки размеров рынка сбыта
фармацевтических препаратов, полупроводников и оптически
чистых материалов приведены на рис. 1-4.
Эффективность производства материалов в космосе в большой
степени зависит от удельной стоимости производства, которая
является функцией транспортных затрат и начальных капитало¬
вложений в новые разработки. При сравнении эффективности
применения для производства материалов таких орбитальных
КЛ, как КС Space Shuttle, ОКС Space Station, космическая
платформа и крупногабаритный автономный технологический
модуль LDEF, необходимо учитывать и длительность полета,
и располагаемую грузоподъемность, и располагаемый уровень
микрогравитации. Представляет интерес прогноз фирмы Сапа—
dien Astronautics Ltd [10] по динамике снижения удельной сто¬
имости производства материалов в условиях микрогравитации,
что видно из рис. 5. Если удельная стоимость производства
материалов на борту КС Space Shuttle вряд ли снизится до
величин менее 25 долл,/г, го в условиях ОКС и особенно в
условиях автономных космических платформ удельная стои¬
мость может снизиться до 5-10 долл./кг при единичных объе¬
мах производства 17 0-200 кг. Характерно, что основной эф¬
фект снижения удельной стоимости достигается за счет сни¬
жения удельных затрат на обеспечение условий микрогравита-
ции с 17 долл./(кг’ч) для КС Space Shuttle до 1-2 долл,/
(кг*ч) для ОКС и автономных платформ.
Одним из наиболее перспективных направлений в использова¬
нии уникальных характеристик ОКС является проведение
экспериментов по полупромышленному выпуску химических и
фармацевтических препаратов [16, 17]. Наиболее важной ха¬
рактеристикой космического пространства, способствующей ус¬
пеху данных экспериментов, является микрогравигация с уров¬
нем перегрузок 1О~3 - 10-7, При таких микроперегрузках
практически отсутствуют гидростатические силы, конвекция,
вызываемая эффектами плавучести и выпадения осадков. В
наибольшей степени проявляются молекулярные силы, влияние
которых на космические процессы в условиях Земли вторично.
В состав экспериментов включены исследования по влиянию
микрогравитации на процессы выращивания кристаллов, разделе¬
ния многофазных сред, отверждения растворов, диффузии и др.
Начатые ранее на борту космической лаборатории Spacelab эк-
16
Рис. 6. Устройство реактора для производства микросфер из латекса: 1 - редуктор; 2 -
двигатель постоянного тока; 3 - термостат; 4 - изоляция из фибергласса; 5 - нагрева¬
тель из нихромовых стержней; 6 - температурный датчик; 7 - вентиляционная трубка; 8 -
мешалка; 9 - цилиндр в сборе; 10 - бысгроразъемное соединение магистрали подпитки;
11 - блок температурных датчиков; 12 - блок температурных датчиков цилиндра; 13 -
линейный дифференциальный преобразователь; 14 - латекс, 100 мл
3-1
17
Рис. 7. Система для выращивания кристаллов из паров:
1 - зона хранения материалов; 2 - эона проведения
эксперимента; 3 - блок иллюминаторов; 4 - люк для на¬
блюдений; 5 - микроскоп; 6 - регистрирующая аппарату¬
ра; 7 - блок 'хранения; 8 - экспериментальная печь
сперименгы будут существенно расширены; гак, программа
NASA по производству материалов в космосе (программа
MPS) включает:
- изучение физики пограничного слоя и массопереноса;
- отработку процессов производства материалов методом
бесконтейнерных технологий;
- отработку производства металлов, сплавов, композицион¬
ных материалов в условиях космоса;
- выращивание полупроводниковых кристаллов для электрон¬
ного оборудования;
- производство керамик, сгекломагериалов, свето- и радио-
огражающих материалов;
- проведение физико-химических экспериментов;
- получение фармацевтических препаратов и биологически
активных веществ.
18
Как уже отмечалось ранее, в условиях ОКС резко возрас¬
тает роль коммерческих полезных нагрузок. С целью привле¬
чения коммерческих заказчиков фирма Rockwell International
разработала специальную экспериментальную установку [14]
по изучению термодинамики, физики жидкости и выращивания
кристаллов в условиях микрогравигации. В частности, на этой
установке предполагается изучение, а затем и получение кол¬
лагеновых волокнистых биоматериалов, составляющих до 30%
живых тканей.
В состав полезной нагрузки для ОКС Space Station войдут
модифицированные установки по получению полимеров с задан¬
ными свойствами. В результате экспериментов, проведенных в
полете ТКА Space Shuttle, успешно получены монодисперс-
ные микросферы из латексного полистирена диаметром 10 мкм
при отклонении диаметра от номинала не более 1,5%. Подоб¬
ные микросферы находят широкое применение для калибровки
электронных микроскопов, аппаратуры для измерения микро¬
частиц. На борту ОКС предполагается полупромышленное про¬
изводство латексных микросфер с калиброванными диаметрами
10,30 и 100 мкм. Схема установки приведена на рис. 6.
Перспективными представляются установки по производст¬
ву полупроводниковых кристаллов для радиоэлектроники, а
также рентгеновских и гамма-лучевых детекторов. Для произ¬
водства арсенида галлия разрабатывается процесс образова¬
ния конечного продукта при пропускании электрического тока
через раствор галлия и мышьяка при температуре 900°С.
Разработанная фирмой TRW установка VCGS (рис. 7) бу¬
дет использована для выращивания кристаллов григлицинсупь-
фата и йодида ртути.
В области производства биохимических препаратов в усло¬
виях ОКС особое внимание уделяют изготовлению фармацев¬
тических форм и лекарств. Известно [16, 17], что лечебные
свойства многих лекарств определяются их взаимодействием
с протеинами. Для выращивания больших кристаллов протеи¬
нов разрабатываются полезные нагрузки, в состав которых
наряду с синтезаторами лекарственных препаратов будут вхо¬
дить установки по контролю трехмерной структуры выращи¬
ваемых структур. Предполагается исследовать до 250 000
протеинов в качестве ингредиентов лекарственных противовос¬
палительных, противораковых и прочих препаратов.
Производство химических и фармацевтических препаратов
на борту ОКС имеет несомненные преимущества (возможности
обслуживания оборудования, ремонт аппаратуры и перезарядка
3-2
19
сменных контейнеров, повторное проведение эксперимента в
случае неудачи и г.д.), однако приводит к усложнению мер
по обеспечению безопасности экипажа и ОКС в целом. Допол¬
нительные меры химической безопасности предъявляются ' как
к самим полезным нагрузкам, гак и к процедурам по их экс¬
плуатации.
Экспериментальная установка фирмы ЗМ по смешиванию
органических растворов (DMOS) предусматривает тройную
стенку химического контейнера, замену кислорода на инерт¬
ный газ - азот. Производство наиболее химически активных,
ядовитых и токсичных материалов предполагается вынести на
космические платформы, входящие в инфраструктуру ОКС, либо
в эоны, удаленные от жилых и экспериментальных модулей
ОКС. Для безопасности обслуживания космических платформ,
а также отсеков модулей ОКС с химическими эксперименталь¬
ными установками предусматривается установка детекторов
токсичных газов.
В качестве примера приведем состав полезных нагрузок,
размещаемых в лабораторном модуле NASA [ 21] .
1. Акустическая левитационная установка ALF, преднаэна-'
ченная для производства материалов в космосе без контакта
со стенками контейнера,
2. Установка по отверждению сплавов ASF, 1 являющаяся
комплексом печей (например, экспериментальных изотермичес¬
ких печей с быстрым охлаждением) для исследования метал¬
лургических процессов получения высококачественных сплавов
в условиях микрогравитации.
3. Установка по изучению микрофизики атмосферы AMF,
представляющая собой комплекс камер для параметрического
анализа процессов образования облаков и льда в контролируе¬
мых условиях.
4. Установка AFF для исследования процесса зажигания
и распространения зоны горения в жидких и твердых вещест¬
вах в условиях микрогравитации.
5. Биологический реактор и инкубатор BIF для исследо¬
вания процесса развития биологических клеток и подбора под¬
ходящих материалов для реализации элекгрокинегического раз¬
деления материалов при невесомости.
6. Печь Бриджмена BFF для реализации процесса направ¬
ленного отверждения металлов и полупроводниковых сплавов
с получением образцов до нескольких см в диаметре,
7. Крупноразмерная установка по выращиванию кристаллов
BCF представляющая собой изотермическую печь Для экспе-
2 О
рименгов и полупромышленного проиэводсгва кристаллов диа¬
метром 10-30 см.
8. Электрофорезная установка непрерывного Действия
CFEF Для изучения процессов высокочисгого разделения ма¬
териалов методом электрофореза в условиях микрогравигадии.
9. Установка CPPF для исследования поведения сжижаемых
газов вблизи их критических точек.
10. Установка DSBF, являющаяся комплексом сосудов вы¬
сокого давления, в которых будут проведены эксперименты по
горению распыленных и струйных горючих смесей в условиях
различного уровня микрогравигадии и давления.
11. Установка на основе эффекта элекгроэпигаксии EF,■
на которой будут проведены эксперименты по выращиванию
сверхчистых кристаллов для дальнейшего коммерческого и
научного применения в электронных системах.
12. Установка с электростатической левитацией ELF,
представляющая собой систему, обеспечивающую с помощью
электрического поля размещение образцов в горячей зоне
печи без контакта с поверхностью стенок печи.
13. Установка с электромагнитной левитацией EMF,
предназначенная для поддержания образцов в горячей зоне пе¬
чи за счет использования электромагнитных сил Лоренца, соз¬
даваемых обмотками вокруг печи.
14. Установка FZF, обеспечивающая перемещение зоны
расплава с фиксированным градиентом температуры вдоль
длины получаемого образца.
15. Установка для исследования физики жидкости FPF, на
которой предполагается изучение конвекции, фазовых перехо¬
дов, образования газовых пузырей в жидкой среде.
16. Установка FFF Для бесконгейнерного получения ма¬
териалов в условиях микрогравигадии, в которой положение
образцов внутри экспериментальной камеры корректируется
путем направленных струй из газовых форсунок.
17. Высокотемпературная печь HTFF - высокотемпера¬
турная изотермическая печь для получения материалов с высо¬
кой температурой плавления, например керамик.
18. Установка с фокусируемым изоэлектрическим полем
IFF для анализа различных элекгрокинегических техноло¬
гий разделения биологических материалов.
19. Латексный реактор LRF для изучения процессов по¬
лимеризации и морфологии получаемых продуктов.
20. Установка MPF для получения неорганических поли¬
меров с помощью мембран Ленгмюра-Бложе.
2 1
21. Установка OFPF для отработки технологий вытяжки
сверхчистых оптических волокон из расплавов, левитирующих
в плавильной печи.
22. Установка для обеспечения экспериментов по росту ор¬
ганических и полимерных кристаллов в условиях микрограви-
гадии OPCGF..
23. Установка PGCF по оценке характеристик горения за¬
ранее смешанных газов и жидкостей.
24. Установка по выращиванию кристаллов протеинов PCGF,
являющаяся комплексом камер для экспериментов по выращи¬
ванию и оценке лечебных характеристик протеинов.
25. Вращающаяся установка RSCF для изучения процесса
конвекции в жидкостях в условиях гравитации, характерных
для различных планет.
26. Установка по изучению процесса горения SSBF, пред¬
ставляющая собой герметичный сосуд высокого давления, в
котором анализируются процессы горения с ламинарным слоем
горения вдоль плоской поверхности.
27. Установка SCF по выращиванию кристаллов из раст¬
воров в условиях микрогравигации.
28. Установка VCF, состоящая из нескольких специаль¬
ных градиентных печей по изучению паров и гонких пленочных
кристаллов из органических и неорганических компаундов.
29. Генератор VFSGF для производства в условиях микрогра¬
вигации сферических полых структур с идеальной поверхностью.
1.2. Полезные нагрузки для дистанционного
изучения Земли и Мирового океана
Среди задач ОКС одной из важнейших является задача по
непрерывному дистанционному изучению Земли [22]. Большая
часть этих задач будет решаться с помощью полезных нагру¬
зок, размещаемых на автономных космических платформах, вхо¬
дящих в инфраструктуру ОКС. Характерно, что большинство
полезных нагрузок этого класса, разрабатываемых для эксплу¬
атации на ОКС, уже отработаны и эксплуатировались в упрощен¬
ном или штатном варианте на различных КА.
Полезные нагрузки для изучения динамики системы Земля-
Солнце в основном предназначены для исследования влияния
солнечных и космических излучений на параметры экзосферы,
термосферы и верхних слоев мезосферы (части атмосферы на
высотах 90-500 км). Активность данного слоя атмосферы
22
влияет на условия наземной радиосвязи, работу энергопере¬
дающих систем, полеты спутников и высотных самолетов.
Для контроля параметров атмосферы рекомендуется исполь¬
зовать модифицированный комплекс аппаратуры, ранее исполь¬
зованный на ИСЗ Trios—N, ATN и DMSP.. Датчики типа TED
будут измерять энергию электронов и прогонов магнитосферы
в диапазоне энергий от 0,3 до 20 кэВ, Четыре осгронаправ-
ленных и один всенаправленный датчик прибора MEPED изме¬
рят энергию прогонов,, электронов и ионов в диапазоне 30-
60 кэВ.
Спектрометры SSI/4 и SSB/A предназначены для регист¬
рации электронов с энергиями до 1О МэВ, прогонов с энер¬
гиями до 20 МэВ и рентгеновского излучения с уровнем энер¬
гии до 115 кэВ. Указанный комплекс аппаратуры будет допол¬
нен приборами по определению суммарного радиационного теп¬
лового излучения Земли (ERBI), ранее отработанными на
ИСЗ ERBS..
Полезные нагрузки для изучения атмосферы Земли в основ¬
ном предназначены для регистрации кратковременных и сезон¬
ных изменений параметров атмосферы, влияющих на метеороло¬
гический прогноз.
С помощью модифицированного ультрафиолетового спектраль¬
ного радиометра CBUV/2, а также радиометра GOMR предпола¬
гается регистрировать концентрацию озона в атмосфере с
точностью до 1%, распределение озона на высоте атмосферы
с точностью до 5%, а также спектр отраженного солнечного
излучения в диапазоне высот 300-750 км.
Состав тропосферы предполагается контролировать пассив¬
ными интерферометрами и спектрометрами, а вертикальный
профиль - с использованием лидарной техники (типа лазер¬
ного альтиметра LAS А). Для анализа состава верхней ат¬
мосферы применимы спектрометры и радиометры всех диапа¬
зонов. а их измерения могут быть дополнены информацией
микроволнового локатора лимба.
Блок аппаратуры АРАСМ с помощью доплеровского лидара
и монитора энергетически заряженных частиц будет применен
для контроля концентрации энергетических частиц в атмос¬
фере. Комплекс разрабатываемой в NASA аппаратуры
MODIS (видеоспекгромегр средней степени разрешения) дол¬
жен обеспечить разрешение 1-4 км почти в 100 спектраль¬
ных диапазонах. Перечисленные быше приборы, будучи уста¬
новленными на две полярные космические платформы, позво¬
лят весги практически непрерывный контроль параметров аг-
23
мосферы or наземных слоев до экзосферы, что, в свою оче¬
редь, увеличит надежность долгосрочных метеорологических
прогнозов.
Полезные нагрузки для изучения океанов и прибрежных
зон в основном должны расширять информацию о взаимовли¬
янии атмосферных и гидрологических процессов, а также об¬
легчить проблемы судоходства. В качестве измерительных
средств для дистанционного измерения характеристик Мирово¬
го океана традиционно используются радиолокаторы с синтези¬
рованной апертурой, радиолокационные скаттерометры, радио¬
высотомеры, микроволновые радиометры, видеосредства для
цветной съемки поверхности Мирового океана. Часть указан¬
ной аппаратуры прошла успешные испытания на ИСЗ серии
DMSP, ERS, Seasat, Geosat и др.
Поскольку в зоне океанов часта облачность, то наиболее
приемлемым датчиковым средством являются микроволновые
локаторы с синтезированной апертурой SAR.. Подобная сис¬
тема обеспечит всепогодные измерения с разрешением до
30 м. Наиболее удобно разместить SAR на полярной плат¬
форме с долготой узла 14^ 00m .Модифицированные радиоло¬
кационные скаттерометры NSCAT смогут измерять скорость
ветра в слое над поверхностью воды с точностью до 1 м/с по
скорости и до 16° по направлению.
Точность радиовысотомеров достигла к настоящему времени
1- 8 см, что вполне удовлетворяет потребности разработчиков
платформ для целей определения топографии поверхности Миро¬
вого океана, глубин океана, толщины льда в прибрежных зо¬
нах и т.д. Температура поверхности слоя воды в океанах яв¬
ляется наилучшим индикатором по определению морских тече¬
ний, скоплений биологических масс, рыбных ресурсов. Для
непрерывного контроля температуры Мирового океана и дина¬
мики ее изменения могут быть рекомендованы радиометры
AVHRR и сканирующие вдоль трассы измерений радиометры
ATSR, имеющие точности измерения 0,5-1 К. Наряду с
указанными радиометрами инфракрасного диапазона излучений
возможно применение и низкочастотных микроволновых радио¬
метров LFMR с точностью измерений 1 К и разрешакхцей
способностью 10-25 км, однако работающих и в условиях
облачного покрова. Вероятно, к середине 90 -х годов будут
улучшены характеристики сканирующих многоспекгральных
микроволновых радиометров SMMR, которые проводят комп¬
лексные измерения температуры, состава паров, скорости вет¬
ра, распределения льдов и т.п.
24
Прошедший легные испытания на ИСЗ Nimbus-7 сканирую¬
щий датчик CZCS для исследования фитопланктонной массы в
прибрежной зоне будет существенно переработан и в виде при¬
бора OCI использован на полярной платформе. В первую оче¬
редь, должен быть увеличен эксплуатационный ресурс датчика.
Полезные нагрузки для геологических и агротехнических
задач могут использовать аппаратуру, применяемую ранее
для метеорологических целей. В частности, для решения этих
задач могут быть применены радиометры MRIR и MODIS,.
Специализированная же аппаратура (мульгиспекгральные скани¬
рующие радиометры MSS, тематические картографы ТМ ), ,
имеющая в настоящее время разрешающую способность 80-
30 м, с применением новых детекторов MLA к периоду
ввода платформ в эксплуатацию повысит разрешение до 10 м.
Для детального спектрографического анализа локализован¬
ных зон на поверхности Земли NASA разрабатывает видео-
спектрометр с высокой разрешающей способностью HIRIS с
чувствительностью 10-20 нм во всех 128 спектральных ди¬
апазонах от 0,4 до 2,5 мкм. Датчиковая аппаратура, способ¬
ная 'просвечивать' наземный растительный покров и сухие
песчаные почвы, может успешно применяться для задач геоло¬
гии. Данный комплекс исследований найдет широкое коммер¬
ческое применение при эксплуатации малоизученных ресурсов
зоны тропических джунглей и пустынь.
1.3. Биологические исследования на ОКС
Space Station
В программах космических исследований, намечаемых на
ОКС, биологическим наукам уделяется значительное внимание
[23-26]. Это обусловленно двумя ’ обстоятельствами. Во-пер¬
вых, крупномасштабные медико-биологические исследования
являются обязательным условием освоения человеком около¬
земного космического пространства, Луны, планет Солнечной
системы. Во-вторых, использование космических средств отк¬
рывает качественно новые перспективы для ряда биологичес¬
ких наук, начиная от исследования земной биосферы и до изу¬
чения возникновения, развития и распространения жизни во
Вселенной.
В этом плане трудно переоценить уникальные возможности,
открывающиеся для биологических исследований по мере
развертывания ОКС Space Station. В связи с ограниченностью
25
ресурсов ОКС особенно острой является проблема эффективного
их использования. С этой точки зрения наиболее критичным
фактором (особенно на начальном этапе развертывания ОКС)
следует считать рабочее время экипажа. Использование'раз¬
личного экспериментального оборудования, возможно, будет
ограничено не столько проблемами его размещения на ОКС,
сколько трудностями доставки, обслуживания, включая ремонт¬
ные работы, обеспечения энергией и расходуемыми материала¬
ми; специфические проблемы возникнут при использовании би¬
ологических образцов, прежде всего - экспериментальных жи¬
вотных.
Очевидно, что эффективность биологических исследований
на борту ОКС в значительной мере будет определяться ка¬
чеством их организации. В настоящее время планирование би¬
ологических исследований ведется специалистами NASA и
хотя для консультаций широко привлекаются эксперты, ра¬
ботающие в науке или промышленности, считается все же, что
окончательный выбор исследовательской программы должен
быть осуществлен учеными соответствующего профиля. Поэто¬
му предварительные .перечни экспериментов, подготавливае¬
мые NASA, рассматриваются, скорее, в качестве справочного
материала - "что может быть*, а не "что должно быть" сде¬
лано на ОКС.
Точно гак же в качестве предварительных следует рассмат¬
ривать разрабатываемые перечни бортового оборудования, цик¬
лограммы транспортного обеспечения и г.д.
Ответственность за организацию биологических исследова¬
ний на ОКС возлагается на два исследовательских центра
NASA,. При этом научно-исследовательский центр им. Эймса
обеспечивает все исследования, непосредственно! не связанные
с человеком и именуемые условно'"биологические исследования'.
С учетом особой значимости и сложности экспериментов рабо¬
ты, связанные с участием человека-испытателя, выделяются
в отдельную категорию - 'биомедицинские исследования',’ за
их организацию ответственен космический центр им., Джон¬
сона.
В зависимости от направленности исследований и ожидае¬
мой практической значимости результатов в ближайшем буду¬
щем все работы подразделяются на 'оперативные' (сюда от¬
несены, например, исследование воздействия микрогравитации
и разработка средств профилактики) и фундаментальные (напри¬
мер, исследования жизни во Вселенной, разработка перспектив¬
ных систем обеспечения жизнедеятельности (СОЖ) с биоцик¬
26
лами регенерации и т.д.). Предполагается, что в первое деся¬
тилетие эксплуатации ОКС наибольшее внимание будет уделять¬
ся оперативным биомедицинским исследованиям, поскольку их
результаты окажут непосредственное влияние на развитие кос¬
мических исследований в целом.
Тем не менее, считается, что было бы неверным заведомо
ограничить биологические работы на ОКС одним или несколь¬
кими, пусть даже важнейшими направлениями. С целью обос¬
нования процесса распределения ресурсов ОКС были выполне¬
ны предварительные оценки приоритетности различных направ¬
лений биологических и биомедицинских исследований:
- обеспечение здоровья человека при длительных космичес¬
ких полетах;
- гравитационная и космическая биология;
- разработка замкнутых СОЖ;
- исследования земной биосферы;
- экзобиология;
- поиск разумной жизни во Вселенной.
С учетом выбранной последовательности направлений (в по¬
рядке снижения приоритета) могут быть в аналогичном по¬
рядке перечислены соответствующие биологические дисциплины,
занимающиеся проблемами:
- деминерализации (декальцинации) костной ткани;
- атрофии мышц;
- радиационных поражений;
- сердечно-сосудистых нарушений;
- иммунологии и фармакодинамики;
- микробиологии и загрязнения среды;
- физиологии растений;
- биологии развития;
- психосоциального поведения;
— динамики замкнутых сред обитания;
- глобальной экологии и биосферы;
- зарождения и распространения жизни во Вселенной.
В качестве примера возможного подхода к организации био¬
медицинских исследований на ОКС рассматривается первооче¬
редная задача таких исследований: обеспечение длительного
(до 1-2 лег) пребывания человека вне земных условий оби¬
тания при сохранении хорошего психофизиологического состояния
организма и высокой работоспособности. В качестве важней¬
шего фактора, ограничивающего такое пребывание, рассматри¬
вается микрогравигация. Так, например, в условиях практичес¬
кой невесомости и относительно слабого воздействия некого-
4-2
27
рых других факторов космического полета, был зарегистрирован
ряд нежелательных эффектов, большинство из которых связы¬
вается с микрогравигадией. Уже при длительности полета до
84 суг ( Skylab ) были обнаружены нарушения, связанные с:
- кальциевым обменом (возросшая вероятность образования
камней в почках, усиленный остеопороз, нарушения общего хи¬
мического баланса, в т.ч. потери кальция организмом);
- сердечно-сосудистой деятельностью как в полете ("сме¬
шение*' жидкостей организма к голове, тахикардия, уменьше¬
ние объема крови и массы сердца), гак и после него (сниже¬
ние ортостатической устойчивости, аритмия, гипертония, умень¬
шение объема крови, головокружения, обмороки);
- опорно-двигательной функцией (атрофия мышц, потеря
протеина организмом, нарушения нервно-мышечной координа¬
ции);
- нарушениями поведения (ощущение тревоги^ тоски, утомле¬
ние, потеря ориентации);
— нейрофизиологическими расстройствами (космическая
форма болезни движения, временная потеря ориентации, проста
рансгвенные иллюзии, временное снижение зрительной функции);
- фармакодинамикой (изменение эффективности лекарствен¬
ных средств);
- радиационной устойчивостью (возможность возникнове¬
ния раковых заболеваний, иммунодефицита, кагаракгальных
изменений, генетических последствий);
- гематологическими изменениями (снижение массы крас¬
ных кровяных телец, изменение кроветворной функции);
- иммунными реакциями (снижение производства и актив¬
ности интерферона и других агентов, явления иммунодефицита,
в т.ч. снижение устойчивости к инфекциям).
С учетом этих эффектов намечается поэтапное исследова¬
ние и разработка комплекса лечебно-профилактических меро¬
приятий с целью обеспечить:
- на первом этапе - возможность работы на ОКС в тече¬
ние не менее 120 суг (гравитация в пределах 10-5-10-6
земной);
- на втором этапе - возможность работы на лунной базе
в течение 6 мес. (гравитация порядка 1/6 земной);
- на третьем этапе - возможность экспедиции на Марс
продолжительностью около 24 мес. (в том числе 2 мес. на
поверхности Марса при гравитации порядка 1/3 земной).
28
В рамках .программы исследований намечается провести
64 серии экспериментов по 17 различным научным дисципли¬
нам, изучить в количественном плане рассмотренные выше
эффекты (и, возможно, выявить новые), оценить влияние раз¬
личных факторов, прежде всего длительности неблагоприятного
воздействия, а также разнообразных мер профилактики и средств
компенсации.
Использование единой программы экспериментальных ис¬
следований, даже если’ в ходе ее реализации потребуются поч¬
ти неизбежные модификации, предпочтительно и с точки зре¬
ния оптимизации состава оборудования. Действительно, хотя
некоторые эксперименты могут потребовать разработки уни¬
кальных технических средств, основная часть оборудования,
очевидно, может применяться в различных сериях эксперимен¬
тов, особенно, если такое применение будет предусмотрено
уже в начале разработки. Так, например, ожидается, что
в большинстве работ в рамках биологических исследований
должны решаться следующие задачи:
- содержание, обеспечение жизнедеятельности, контроль
состояния экспериментальных животных и растений;
- подготовка, сохранение экспериментальных образцов; их
исследование бортовыми средствами или транспортировка на
Землю для дальнейшего исследования;
- манипуляция объектами эксперимента, выполнение с ними
различных процедур;
- сбор, обработка, анализ (на борту и/или на Земле) экс¬
периментальных данных.
Вне зависимости от процедуры конкретного эксперимента
можно сформулировать также некоторые общие требования к
средствам обеспечения, исходя из обширного опыта наземных
биологических исследований , ограниченного опыта орбитальных
исследований, а также фундаментальных методологических
соображений.
Для каждой выборки экспериментальных образцов (живот¬
ных, растений), исследуемых в условиях микрогравитации,
должна быть предусмотрена "фоновая" выборка образцов, на¬
ходящихся при нормальной гравитации, причем объем фоновой
выборки должен быть в пределах 0,5-1,0 объема основной.
Это общее правило для любых экспериментальных воздействий,
однако в данном случае его выполнение требует установки
центрифуги на борту ОКС. Статистически значимый результат
обычно может быть получен не менеё^чем на шести образцах
для каждого уровня воздействия каждого экспериментального
фактора. Даже если схема опытов предусматривает возмож—
29
носгь использования каждого образца в нескольких опытах, их
количество в "типичной*’ серии должно быть не ниже 12-24
экземпляров. Из этих соображений, в частности, предпочтитель¬
но использование в биологических исследованиях низших живот¬
ных, растений и т.д. Использование приматов, во всяком слу¬
чае, целесообразно ограничить.
Объем хранилищ, в том числе холодильников для образцов
должен примерно соответствовать общему их количеству, ис¬
пользуемому в данной серии (с учетом объема "упаковки", ес¬
ли она необходима). Практика показывает также, что объем
хранилищ для приборов, инструментов и т.д. должен обеспечи¬
вать хранение не менее половины их используемого количества
(эго правило, впрочем, сильно зависит от специфики конкрет¬
ного эксперимента).
С учетом этих соображений был подготовлен примерный пе¬
речень оборудования "типовой " лаборатории биологических
исследований, учитывающий габаритные размеры одинарной
стойки оборудования, разрабатываемой для ОКС. В него вхо¬
дят:
1) установка для содержания живых образцов в контейнерах
(занимает 3-4 одинарные стойки). Стандартизованные контей¬
неры для растений или животных должны быть оборудованы
интерфейсами СОЖ и обеспечивать простую установку на цент¬
рифугу, в грузовой модуль КС, в стойку и т.д. Конструкция
контейнера должна предусматривать подачу для живых образ¬
цов пищи, воды, удаление отходов и чистку камеры образца
(желательно механизированную, лучше - автоматизированную).
Для контроля состояния образцов предусматривается возмож¬
ность установки соогвегсгвуюних сенсорных средств. Наиболее
совершенные контейнеры могут включать разнообразное допол¬
нительное оснащение: системы фиксации, взвешивания, выпол¬
нения инъекций, эвтаназии и др. Такой контейнер может
устанавливаться на рабочем столе, например, служа готовой
изолированной камерой с встроенными рабочими перчатками
и манипуляторами;
2) холодильник/мороэильник, обеспечивающий хранение об¬
разцов в специальных контейнерах для возврата на Землю;
3) центрифуга радиусом 0,9 м с длительным режимом рабо¬
ты с обеспечением перегрузок до 1 при частоте вращения до
30 мин~1. Возможны варианты с увеличением диаметра цент¬
рифуги до 2 м. Кроме перечисленного в состав биолаборагории
входят приборные средства, хранилища, информационно-управ-
30
ляюшая система, ассенизационно-санитарные устройства (все¬
го 12 стоек лабораторного модуля СЖС).
Важнейшим фактором, который необходимо учитывать на
первых этапах разработки биологических и биомедицинских
исследований, являются рабочие возможности членов экипажа,
привлекаемых к этим исследованиям, а также используемых
технических средств. В этом смысле самостоятельную пробле¬
му начинает представлять задача оптимального планирования,
учитывающая параллельное выполнение ряда программ при ог¬
раничении ресурсов на рабочее время экипажа и оборудование.
Научно-исследовательский центр им. Эймса [23] разрабо¬
тал программное обеспечение OPSIM для оптимального плани¬
рования биологических экспериментов, которое включает:
- выбор экспериментальных процедур, оборудования, бор¬
товых ресурсов, включая рабочее время членов экипажа;
- подготовку исходной базы данных, ввод-вывод и анализ
результатов моделирования.
В табл. 1.1„.в качестве примера работоспособности программного
обеспечения, приведены четыре возможных варианта плана
исследований по 4-6 экспериментов, выбранных из списка бо¬
лее чем 175 задач.
Составление реальной программы биологических и биомеди¬
цинских исследований сильно затрудняется слабой координа¬
цией международных разработок в этой области, частичным
дублированием исследований в различных странах, отсутстви¬
ем информации о реально располагаемых ресурсах на борту
ОКС на тог или иной период. В заключение приведем списки
приоритетных направлений в различных областях данных иссле¬
дований.
1. В области исследования физиологии человека - демине¬
рализация костной ткани и обмен кальция, атрофия и адапта¬
ция мышц, сердечно-сосудистая система, респираторная систе¬
ма, гематология и гемодинамика, нейрофизиология и вестибу¬
лярная функция, эндокринология и жидкостный обмен, иммуно¬
логия, фармакодинамика, микробиология, поведенческие реак¬
ции.
2. В области физиологии животных - деминерализация
костной ткани и обмен кальция, структура и атрофия мышц,
сердечно-сосудистая система, респираторная система, гемато¬
логия и гемодинамика, нейрофизиология и вестибулярный ап¬
парат, эндокринология и жидкостный обмен, иммунология, эм¬
бриология и развитие, хронобиология и биоритмы, воздействие
магнитных полей.
31
Таблица 1.1
Индекс
эксперимента
Наименование эксперименга
Объект
исследования
План А:
ВЫ А
Деминерализация косгной
гкани
Крысы
BL4
Деминерализация косгной
ткани с применением 40cd
Крысы
VP1
Структурные изменения ла¬
биринтного аппарата
Крысы
РС1
Агротехника
Растения
РСЗ
Агротехника применительно
к СОЖ
Растения
План В:
мыв
Атрофия мышц
Приматы
FE1B
Жидкостный обмен
Приматы
МВ1В
Основной обмен
Приматы
МВ5
Внешнее дыхание
Приматы
МВ7
Потребление глюкозы, мета¬
болизм
Приматы
РС8
Агротехника, мутагенез
Растения
План С:
CV1
Функция кровообращения
Макаки резус
FE2
Обмен жидкостей
Макаки резус
VP2C
Вестибулярная функция
Макаки резус
РС5
Биотехнология
Хлорелла
План D:
МЫЛ
Атрофия мышц
Крысы
FE1A
Обмен жидкостей
Крысы
32
Продолжение габл. 1.1
Индекс
эксперимента
Наименование эксперимента
Объект
исследования
MB ГА
Основной объем '
Крысы
МВ4
Внешнее дыхание
Крысы
RD2C
Эмбриогенез
Мыши
3. В обласги исследования физиологии растений - оптими¬
зация роста, воспроизводство и развитие, метаболизм, Влия¬
ние микрогравигадии,
4. В области радиационной опасности и экзобиологии -
изучение влияния указанных факторов на человека, животных,
растения, микроорганизмы.
5. В обласги исследования физиологии клетки - исследо¬
вание органов и тканей, размножение клеток, исследование
водорослей и бактерий.
6. В обласги исследования биологических процессов -
кристаллизация протеина, электрофорез, разделение фаз.
7. В обласги биотехнологий в интересах СОЖ - культива¬
ция растений и водорослей.
Даже предварительные оценки показывают, что на начальном
этапе эксплуатации ОКС окажется возможным проведение лишь
небольшой части рассмотренных исследований. Проблемы
здесь будут связаны не только с ограниченным количеством
проблемно-ориентированных средств, но и ограниченными ре¬
сурсами ОКС общего назначения, таким, как рабочее время
экипажа, свободные объёмы модулей, мощность энергосистемы,
транспортные возможности, ресурсы вспомогательных систем
ОКС.
1.4. Полезные нагрузки для научных исследований
Астрометрический телескоп ATF.. С помощью крупногаба¬
ритного астрометрического телескопа ATF на борту ОКС
5-1
33
Рис. 8. Техника нахождения планетных систем: 1 - дей¬
ствительное движение исследуемой звезды; 2 - невоэму-
шенное движение исследуемой звезды; 3 - взвешенный
центроид изучаемых звезд
Рис. 9. Установка телескопа ДТБ на верхней ферме ОКС
34
Рис. 10. Размещение телескопа ATF на ОКС первого
этапа
Space Station предполагается проведение наблюдений звезд в
эоне Млечного Пуги, а также попытки открытия планетных
систем ближайших звезд. При точности астрономических из¬
мерений положения звезды 10~5 утл. с. возможны обнару¬
жения планет с массами, в 15 раз превышающими массу Зем¬
ли, при удалении звезды на расстояние до 10 пс [27-30].
Основной научной задачей телескопа, ATF, является
изучение ближайших 100 звезд за период 20-летней эксплу¬
атации в составе ОКС.. Астрометрические методы поиска пла¬
нет являются непрямыми методами наблюдений. Положение
каждой из исследуемых звезд измеряется по отношению к дру¬
гим звездам, образующим референс-систему (рис. 8). Откло¬
нение пути перемещения звезды от планируемого в результа¬
те расчетов указывает на наличие планетной системы, а вели¬
чина отклонения дает информацию о массе планет.
Для рассматриваемого варианта конструкции телескопа
ATF в попе зрения телескопа удерживаются 32 яркие звез¬
ды, следовательно, в качестве референс-системы могут исполь¬
зоваться до 31 звезды. В эоне экватора Галактики телескоп
может 'рассматривать*’ звезды до 11,8 звездной величины,
а в зоне полюса - до 17,7 звездной величины. С учетом это¬
го время непрерывного наблюдения звезд для получения тре¬
буемой точности измерений составит 35 мин для экваториаль¬
ной эоны и 127 ч для приполярных областей.
5-2
35
Поскольку предполагается стационарное закрепление теле¬
скопа на конструкцию ОКС, время одного сеанса наблюдений
не превысит 12 мин и требуемая точность будет достигаться
накоплением большого количества последовательных наблюде¬
ний (до 260 за год).
Конструктивно модуль телескопа ATF состоит непосред¬
ственно нз телескопа, блока виброизолягоров, электронных сис¬
тем управления и обработки научной информации. Телескоп с
диаметром основного зеркала 1,25 м имеет общую длину
(включая солнечную бленду) 20,5 м. Конструкция модуля
телескопа предполагает его разделение на три блока, выводи¬
мых одним за пуском ТКА Space Shuttle с последующим
36
Рис. 11. Установка панелей датчиков рентгеновского
телескопа на ОКС
монтажом на ОКС. Принципиально возможны две эоны разме¬
щения телескопа ATF на ОКС Space Station: на верхней
ферме научного оборудования (рис. 9) либо на основной ферме
(рис. 10). Привод телескопа в обоих случаях должен осу¬
ществляться стандартным узлом размещения полезной нагрузки
на ОКС.
Управление телескопом будет осуществляться по командной
радиолинии с Земли. Однако в герметическом модуле ОКС
будет размешена стойка автономного управления телескопом, с
помощью которой может быть произведена диагностика пра¬
вильности работы систем телескопа, локализация отказов, уп¬
равление работой телескопа в нештатных ситуациях. Некоторые
важнейшие характеристики телескопа ATF приведены ниже,
t
Энергопотребление, кВт 2,9
Объем передаваемой информации, Кбиг/с 1750
Объем передаваемых команд на борту
в неделю 10 000
Выполненный по блочно-модульному принципу телескоп
ATF работает в условиях ОКС полностью автономно по прог¬
рамме, закладываемой с наземного пункта управления и ме¬
няемой раз в неделю. Получаемая научная информация накап¬
ливается на борту и сбрасывается пользователю не позднее
24 ч после ее получения. В связи с особой чувствительностью
работы телескопа к вариациям перегрузки предполагается, что в
период их возможного возникновения на ОКС (стыковка ОКС, рабо¬
та центрифуг и г.д.) работа телескопа ATF будет прекра¬
щаться. Кроме того, работа телескопа будет прекращаться в
аварийных ситуациях ОКС, а также в период операций ОКС с
возможностью загрязнения оптики телескопа.
Телескоп ATF является одной из немногих полезных
нагрузок, которые будут работать на борту ОКС непрерывно в
течение 20 лег, поэтому на самых ранних этапах проектиро¬
вания необходимо оптимизировать программу функционирова¬
ния телескопа как в номинальном, так и в аварийном режимах.
Большой рентгеновский телескоп XLA, Одним из самых
крупных научных приборов, входящих в инфраструктуру ОКС,
является рентгеновский телескоп XLA с площадью датчиков
100 м^. Телескоп XLA разрабатывается Морской исследо¬
вательской лабораторией, Стэнфордским и Вашингтонским уни¬
верситетами [31].
На панелях телескопа, устанавливаемых на верхней ферме
ОКС (рис. 11), размешаются 512 рентгеновских детекторов,
37
Рис. 12. Варианты сборки панелей телескопа XLA: 1 -
подвесы; 2 - ферма ОКС; 3 - панель; 4 - центральная
опорная мачта; 5 - разворачивающаяся панель
аналогичных использованным ранее на КА НЕ АО -1. Детек¬
торы (64 модуля по 8 Детекторов в модуле) имеют поле
зрения 1° х 1°, смонтированы на двух симметричных панелях
общей площадью 200 м2 и устанавливаются на ОКС операто¬
рами-космонавтами.
С помощью телескопа предполагается осуществить наблюде¬
ние сотен ярких рентгеновских источников, включая пульсары,
черные дыры, магнитосферы нейтронных звезд. Одновременно
будут проведены эксперименты по физике гравитации. В усло¬
виях затмения рентгеновских источников Луной будут исследо-
38
ваны активные галактические ядра, структуры квазаров и
других объектов с точностью тысячных долей угловой секунды.
Каждый модуль пропорциональных счетчиков с запасом газа
на 3 года эксплуатации имеет массу 296 кг. Общая масса
телескопа (с учетом 6%-ного запаса на неопределенность
характеристик) составляет 24 600 кг. В дальнейшем за счет
замены алюминиевых панелей на панели из композиционного
материала масса телескопа будет значительно уменьшена. Для
доставки телескопа XLA на ОКС необходимо проведение двух
запусков ТКА Space Shuttle, либо одного запуска перспек¬
тивной РН тяжелого класса HLLV..
В настоящее время рассматриваются несколько вариантов
доставки телескопа на орбиту и раскрытия его в рабочее со¬
стояние с использованием передвижного сборочного устройства
и космонавтов-операторов (рис. 12). Варианты отличаются
как различной плотностью компоновки телескопа в грузовом
отсеке ТКА, гак и сложностью сборочных операций в откры¬
том космосе.
Определенную сложность вызывает проблема нацеливания
телескопа на изучаемый космический объект и стабилизация
этого направления в период экспозиции. Известно, что боль¬
шая часть времени полета ОКС будет проходить в режиме
гравитационной одноосной ориентации с точностью 1°-5°. Для
целей точной ориентации детекторов (точность не хуже 10 )
используется двухстепенной карданный подвес. На каждой па¬
нели датчиковых модулей будут установлены блок гиродагчи-
ков и звездный датчик, которые обеспечат точность ориента¬
ции 1-10- Для достижения точности ориентации чувствитель¬
ных детекторов на всей панели не хуже 10* необходима точ¬
ность взаимной установки детекторов не хуже 1 с учетом
Динамических характеристик панели и возможных тепловых
деформаций конструкции панели. Предварительный анализ по
комплексу программ моделирования NASTRAN показал, что
конструкция панели из алюминиевых сплавов обеспечит при¬
вязку детекторов с точностью 0,5'z а с применением компо¬
зиционных материалов - 0,6.
В процессе работы рентгеновского телескопа XLA воз¬
можны пять режимов ориентации и стабилизации панелей с
датчиками.
1. Режим непрерывного слежения за заданным космичес¬
ким объектом.
2. Режим растрового сканирования в поле зрения 10°х 10
за период 30 мин.
39
3. Режим отслеживания затмения исследуемого объекта
краем поверхности Луны.
4. Режим обзора небесной сферы.
5. Режим наблюдения космических объектов методом их
затмения специально отделяемым малым ИСЗ.
В первоначальном варианте система обеспечения теплового
режима (СОТР) телескопа XLA выполняется по пассивной
схеме, путем применения многослойной экранно-вакуумной
теплоизоляции и защитных геплоогражаюших покрытий общей
массой 770 кг. Для отработки системы предусматривается
проведение гермовакуумных испытаний прототипа СОТР.
Система энергопитания (СЭП) общей мощностью 2400 Вт
должна обеспечить энергопотребление детекторов (1560 Вт),
приводов (500 Вт), подсистемы обработки научной информации
(340 Вт), Предельная энергетическая мощность телескопа
значительно меньше допустимой (10 кВт), выделяемой для
единичных уникальных полезных нагрузок в составе ОКС.
Система обработки информации и передачи телеметрических
данных с телескопа XLA должна обеспечить скорость переда¬
чи информации 10 Мбиг/с (пиковая скорость сброса информа¬
ции - до 100 Мбиг/с) и емкость запоминающего бортового
устройства 1013 биг> g целях облегчения работы бортовых
запоминающих устройств предполагается предварительная об¬
работка информации с детекторов с ее передачей на Землю
в режиме реального времени при скорости передачи до
50 Мбиг/с. Эффективность работы телескопа XLA будет за¬
висеть не только от сроков его окончательной сборки на
ОКС, но и от доработки конструкции, обеспечивающей работо¬
способность в частично собранном состоянии.
Телескоп для регистрации источников с высокоэнергети¬
ческим у -излучением. В инфраструктуру ОКС Space Station
войдут также автономные полезные нагрузки, которые либо
монтируются на борту ОКС, либо обслуживаются и управля¬
ются с борта ОКС. К ним может быть отнесен уникальный
у-телескоп, чувствительная камера которого, работающая на
использовании эффекта Черенкова, смонтирована внутри отра¬
ботавшего топливного отсека ТКА Space Shuttle.
Согласно научным гипотезам во Вселенной имеется не ме¬
нее 25 источников мощного у -излучения с энергиями
100 МэВ - 10 ГэВ. В настоящее' время наземными и косми¬
ческими средствами идентифицированы два пульсара в созвез¬
диях Рака и Парусов. Сложность космического наблюдения у-
источников определяется высоким уровнем энергий регисгри-
40
руемых излучений, слабой интенсивностью регистрируемых
потоков (< 1О~6 фотонов/см2/с), возможным возникновени¬
ем вторичных излучений. Например, наиболее яркий пульсар
в созвездии Парусов имеет поток 1,3« 10“5 фотонов/см2/с,
в то время как поток от яркого источника! рентгеновского из¬
лучения Scox—I составляет 20-50 фотонов/см^/с, что тре¬
бует аппаратуры с чувствительностью, отличающейся в милли¬
он раз.
Предлагаемый проект у -телескопа GRITS использует реги¬
страцию свечения Черенкова при прохождении у -частиц че¬
рез камеру с разреженным газом. Общая схема у -телескопа
приведена на рис. 13> а основные характеристики приведены
ниже.
6-1
41
Рис. 13. Схема устройства у-гелескопа GRITS: 1 -
сцинтиллятор (г = 79 нс, площадь 54 м2); 2 - фокаль¬
ная плоскость (t = 91 нс, угол зрения 5°); 3 - модуль
триггера (< = О нс, площадь 25 м2); 4 - пара е+е~;
5 - бак жидкого водорода, Диаметр 8,4 м, длина 29,5 м;
6 - зеркало площадью 54 м2; 7 - межбаковый отсек;
8 - бак жидкого кислорода
Критическим моментом является процесс сборки телескопа
GRITS внутри отработавшего топливного отсека ТКА Space
Shuttle, выведенного на орбиту вблизи ОКС Space Station. Топ¬
ливный отсек по характеристикам объема, степени чистоты по-
Площадь детектора, см2
250 000
Эффективность Nai -конвертора, %
20
Эффективная площадь, см^
50 000
Поле зрения, град
5
Точность определения центра излучения,
4(Е =250МэВ)
угл. мин
1(Е= 1 ГэВ)
Разрешение по времени, нс
5
верхносги стенок, степени герметичности, теплозащиты пол¬
ностью удовлетворяет требованиям телескопа. При массе топ¬
ливного отсека 28 600 кг масса дополнительного оборудова¬
ния при переделке его в телескоп составит 7720 кг. Для
доставки элементов телескопа на орбиту понадобится 2-
3 запуска ТКА Space Shuttle. Элементы телескопа могут мон¬
тироваться в топливном отсеке перед полетом на Земле либо
доставляться в грузовом отсеке КС.
Процесс сборки телескопа разбивается на два этапа. Вна¬
чале топливный отсек ТКА до отделения его от КС переобору¬
дуется в автономно функционирующий КА. На втором этапе топ¬
ливный отсек дооборудуется научной аппаратурой, превращаю¬
щей его в телескоп. Предварительные оценки показывают, что
для каждого этапа необходимы 2-3 выхода космонавтов про¬
должительностью до 6 ч. Последовательность сборочных опе¬
раций по установке научной аппаратуры телескопа следующая. •
1. Вскрытие люка в донной части водородного бака для
доступа космонавтов-операторов внутрь бака.
2. Установка внутри бака осветительной аппаратуры и визу¬
альных устройств связи.
‘3. Демонтаж сифонного устройства подачи жидкого водорода.
4. Установка внутри бака аппаратуры телескопа (панели сцин¬
тилляционных счетчиков, зеркало, фокальная плоскость, детек¬
торы, звездные датчики и г.д.);
5. Проведение электрических и механических тестовых ис¬
пытаний.
6. Закрытие люка бака, герметизация и предварительное
заполнение бака газом.
7. Подстыковка МТА для перемещения телескопа на рабо¬
чую орбиту.
Перед разработчиками у-гелескопа на базе топливного от¬
сека ТКА Space Shuttle стоят немалые трудности, в первую
очередь по созданию разборного зеркала диаметром 8,5 м, а
также по обеспечению герметичности бака в период 5-лег-
ней эксплуатации в космосе. При работе у-гелескопа внутри
бака должно поддерживаться давление газа 0,25’ 10^ Па, а
отверстие от пробоя микрометеороидом диаметром 1 мм при¬
ведет к полной потере газа из бака за 70 ч. О1евидно, для
повышения надежности телескопа бак должен снабжаться в
орбитальных условиях дополнительным прогивомегероидным
экраном. Конструкция сборного зеркала для обеспечения точ¬
ности идентификации источника у -излучения порядка 1т дол¬
жна предусматривать возможность'калибровки и прецизионной
настройки в период орбитальной сборки.
42
В настоящее время в гидробассейне центра космических
полетов им. Маршалла производится отработка операций по мон¬
тажу-демонтажу внутрибаковых устройств бака жидкого водоро¬
да, монтажу разборного зеркала, установке штанг и дополни¬
тельного оборудования телескопа.
2. ИНФРАСТРУКТУРА КОСМИЧЕСКИХ СРЕДСТВ,
СОЗДАВАЕМАЯ ПО ПРОГРАММЕ SPACE STATION
Формирование инфраструктуры космических средств являет¬
ся краеугольной задачей программы Space Station и предусмат¬
ривает в первую очередь разработку состава создаваемых кос¬
мических объектов, определение задач для каждого из них,
определение характера взаимодействия их между собой и с на¬
земными средствами и г.д.
Работы по формированию инфраструктуры начались с момен¬
та объявления NASA о планах создания ОКС Space Station,
в них нашло отражение изменение подхода в этой программе
от первых проектов [33, 34], которые предусматривали, как
правило, выведение или сборку на орбите сравнительно не¬
большого объекта с ограниченным сроком службы и конкрет¬
ным, определенным заранее, обычно достаточно узким набо¬
ром функций: орбитальная лаборатория, база для операций в
околоземном пространстве, орбитальная обсерватория и г.д.,
до формирования концепции, предусматривающей создание на
низкой околоземной орбите многоцелевого многофункциональ¬
ного постоянно действующего комплекса космических объектов,
который стал бы на ближайшее десятилетие ядром многих
космических программ США. В середине 80-х годов к этой
программе бьую решено привлечь и другие страны (Канаду,
Японию, ряд стран Западной Европы, сотрудничакхних в рам¬
ках ESA ) и она стала таким образом международной [34,
35], что предусматривало не только участие в разработках и
использование достижений этих стран в программе, но и соз¬
дание этими странами отдельных элементов инфраструктуры с
последующей их стыковкой непосредственно на орбите или за¬
пуском их на соответствующие рабочие орбиты.
В процессе этапа В(обоснование проекта) разработки прог¬
раммы Space Station состав космических объектов, из которых
предполагается сформировать инфраструктуру, выглядел сле¬
дующим образом (рис. 14) [1, 33, 34]:
- базовая обитаемая ОКС Space Station'
- космические платформы, помещаемые на орбиты, близкие
к орбите базовой ОКС;
6-2
43
Рис. 14. Инфраструктура космических средств, создаваемая по программе Space Station:
1 - транспортный космический аппарат Space Shuttle; 2 - космическая платформа на полярной
орбите; 3 - МТА; 4 - ИСЗ на стационарной орбите; 5 - орбитальный маневрирующий аппарат;
6 - космическая платформа на орбите, близкой к орбите базовой ОКС; 7 - базовая обитаемая
ОКС Space Station
44
- космические платформы, помещаемые на полярные орби¬
ты (полярные платформы);
- ИСЗ на стационарной орбите;
- ТКА;
- МТА;
- орбитальные маневрирующие транспортные аппараты.
Предполагается, что этот состав может изменяться и рас¬
ширяться как за счет космических объектов, создаваемых
США, гак и за счег космических объектов, создаваемых дру¬
гими странами, участвующими в этой программе. В частности,
в качестве транспортного средства для выведения полезных
нагрузок на низкие орбиты может использоваться западноев¬
ропейская PH Ariane, которая будет выводить как полезные наг¬
рузки, создаваемые под эгидой ESA, ■ гак и полезные нагрузки
других стран.
Неотъемлемой частью инфраструктуры, создаваемой по прог¬
рамме Space Station, > являются также созданные и предпола¬
гающие развиваться системы космической связи, в частности
TDRS (Tracking and Data Relay Satellite), TDAS (Tracking Data
Acquision Satellite), система навигации GPS (Global Po¬
sitioning Satellite) и другие системы как США, гак и сгран-
учасгнид программы.
Пример использования средств связи и навигации при функ¬
ционировании элементов инфраструктуры (в одном из ее вариан¬
тов) представлен на рис. 15.
Ниже будут рассмотрены проекты космических объектов,
создаваемых по программе Space Station как в США, гак и в
Западной Европе, Канаде, Японии.
2.1. Базовая пилотируемая ОКС Space Station*)
ОКС Space Station рассматривается как центральное звено
инфраструктуры космических средств с широким кругом задач
(определенных выше - раздел 1), место которой можно опре¬
делить как операционный космический центр для поддержки
(в широком смысле этого понятия) большинства космических
программ США и других стран на ближайшие десятилетия. В
этой связи в процессе предварительных исследований по прог¬
рамме Space Station был определен перечень функций ОКС, в
45
*18 июля 1988 г. было объявлено [35], что ОКС
Space Station получит название Freedom.
Рис. 15. Схема взаимодействия космических систем
связи и навигации с элементами инфраструктуры
космических средств, создаваемой по программе Space
Station; 1 - наземная станция связи с КС Space
Shuttle; 2 - наземная станция спутниковой системы
связи; 3 - ИСЗ систем TDRS/TDASj 4 - пинии связи;
5 - ИСЗ спутниковой навигационной системы GPS; 6 -
КС Space Shuttle*? - базовая ОКС; 8 - обитаемая кос¬
мическая платформа; 9 - космическая платформа Eureca;
10 - полезная нагрузка, доставленная PH Ariane; 11 -
МТА; 12 - элементы инфраструктуры, находящиеся на
орбитах, близких к орбите базовой ОКС; 13 - автоном¬
ная полезная нагрузка
соответствии с которым она представляется 11, 34] как:
- комплексная космическая лаборатория;
- постоянно действующая лаборатория;
- обслуживающий цейтр;
- транспортный узел;
- сборочный комплекс;
- промышленное предприятие;
- промежуточный склад;
- центр снабжения дальних космических экспедиций.
Пеоечень функций предопределяет ориентировочный набор
средств, которыми должна быть укомплектована ОКС. К
46
ним на этапе предварительного проектирования были отнесены:
- герметические модули, в которых оборудованы рабочие
места для проведения экспериментов с оборудованием, требую¬
щим определенных условий, а также участия человека;
- присоединенные полезные нагрузки, для которых должны
быть предусмотрены внешние рабочие места, обеспеченные
необходимыми ресурсами и условиями для их периодического
обслуживания членами экипажа;
- системы управления и связи, содержащие состав подсис¬
тем, обеспечивающих контроль и управление внутренними и
внешними полезными нагрузками, в том числе и Дистанцион¬
ное управление, накопление, обработку и передачу информа¬
ции между всеми элементами инфраструктуры;
- средства для сборки и развертывания конструкции ОКС,
включая дистанционные манипуляторы, устройства для авто¬
номного перемещения космонавтов в безопорном пространстве
и другие устройства и приспособления, необходимые для этих
целей;
- аппараты для снабжения, проверки, обслуживания и г.д.
полезных нагрузок, работающих на небольшом удалении от
ОКС (например, в окрестности 2 км);
- дистанционно-управляемые устройства для проведения
технического обслуживания удаленных полезных нагрузок на
рабочих орбитах и для возвращения их на ОКС с целью
ремонта и последующего использования;
- монтажно-испытательный комплекс для сборки, оснаще¬
ния, проведения контрольно-испытательных операций и запус¬
ка МТА космического базирования для выведения на рабо¬
чие орбиты ИСЗЛ доставленных с Земли или доставки ИСЗ с
рабочих орбит для технического обслуживания;
- складские помещения для хранения полезных нагрузок,
подготовленных к возвращению на Землю, включая промыш¬
ленную продукцию, полученную на борту ОКС;
- комплекс обеспечивающих средств, включая систему
ориентации и стабилизации, СЭП, СОЖ, корректирующую ДУ
и г.д.
Принятие решений по каждому из перечисленных средств
является самостоятельной проблемой, а комплексирование их
в рамках единого объекта многократно усложняет эту
проблему. Дополнительную сложность при этом вносит гак
называемый 'человеческий фактор' - г.е. присугсгвие эки¬
пажа на боргу ОКС, чго, с одной стороны, расширяет ее воз¬
можности, а с другой стороны, требует решения большого
47
Таблица 2.1)
Перечень основных требований к элементам
инфраструктуры [33]
^Характеристики
Требования х.
Тех¬
ничес¬
кие
харак¬
терис¬
тики
Экономические характе¬
ристики
Безо-
пас-
ность
раз-
работ
ки
иэго-
- тов-
ления
запус¬
ка
экс¬
плуа¬
тации
Разделение рабо-
чих эон
+
Управляемость
+
Собираемость
+
+
Наращиваемость
+
+
Унификация
+
+
+
Резервирование
+
+
Ремонгопригод-
ность
+
+
+
Разнесение рабо-
чих мест
+
+
Предотвращение
загрязнений
+
+
+
комплекса задач по обеспечению жизнедеятельности и безо¬
пасности.
Разработке сложной технической системы, какой является
ОКС, предшествует формулирование общих требований (прин¬
ципов), с учетом которых принимаются схемные решения как
по системе в целом, так и по основным ее составляющим. И
действительно, в концептуальных исследованиях по програм¬
ме ОКС Space Station отмечается, что уникальные возмож¬
ности самой ОКС и других элементов инфраструктуры могут
быть реализованы только за счет комплексного подхода,
подчинения всех разработок определенному кругу сформулиро¬
ванных на ранних этапах проектирования требований. Ниже
48
приведен перечень таких требований (табл. 2.1) с некоторыми
их обоснованиями и подходами к их реализации.
Разделение рабочих зон. Для более полного удовлетворе¬
ния нужд многочисленных пользователей с учетом наличия
противоречивых по требуемым условиям исследований и экс¬
периментального оборудования рабочие места должны быть
разделены на три зоны: внутренние (герметические лабора¬
торные и жилые модули), внешние (рабочие зоны в месте
крепления присоединенных полезных нагрузок, складские по¬
мещения и т.д.), удаленные (работы с объектами на ближних
и дальних орбитах).
Герметические лаборатории и жилые отсеки, образующие
внутренние рабочие зоны, должны обеспечивать условия для
длительного пребывания экипажа ОКС, проведения эксперимен¬
тальных исследований, а возможно, и промышленного производ¬
ства некоторых материалов. В некоторых зонах (при разме¬
щении их вблизи центра масс) можно будет обеспечить дос¬
таточно низкий уровень гравитации (10_^g), Все герме¬
тические модули должны быть обеспечены средствами обес¬
печения жизнедеятельности, а в некоторых должны быть пре¬
дусмотрены средства биологической изоляции. Начальная пот¬
ребность в полезном объеме герметических модулей состав¬
ляет около 100 м3 с возможностью последующего увеличе¬
ния.
Внешние рабочие эоны должны быть расположены в местах
крепления присоединенных полезных нагрузок, вклюная экспе¬
риментальное оборудование КА, предназначенных для прове¬
дения технического обслуживания, и т.д., и должны быть обес¬
печены всеми средствами для выполнения работ по обслужи¬
ванию сложных космических объектов в открытом космосе,
включая манипуляторы, устройства для автономного перемеще¬
ния космонавтов, помещения для хранения инструмента и за¬
пасных частей, разъемы систем энергопитания, освещения,
связи и пр. Функциональная нагрузка на эти рабочие зоны пла¬
нируется значительной, предстоит1 собирать и испытывать в ус¬
ловиях открытого космоса большое число космических объ¬
ектов, обеспечивать обслуживание и ремонт разнообразных ИСЗ,
проводить многочисленные экспериментальные исследования,
работать с различными дистанционными и автономными транс¬
портными средствами, и эго далеко не исчерпывающий пере¬
чень будущих работ. Работы в этих зонах будут осуществлять¬
ся или непосредственно членами экипажа в процессе их вне-
корабельной деятельности, или с помощью различных манипу—
7-1
49
лягоров, управляемых из герметических модулей, В этой свя¬
зи необходимо обеспечить хороший обзор рабочей эоны, нали¬
чие переходных трапов и г.д.
Удаленные рабочие эоны - эго эоны на космических объек¬
тах (внутри или снаружи), находящихся на отличных по срав¬
нению с ОКС орбитах и создаваемых для расширения возмож¬
ностей исследовательской, экспериментальной и производст¬
венной космических баз. Потребность в таких зонах объяс¬
няется необходимостью обслуживания упомянутых объектов с
целью поддержания их работоспособности, плановой замены
оборудования, проведения экспериментов, доставки на ОКС
испытываемых или полученных образцов и г.д. Для транс¬
портной поддержки выполнения работ на удаленных зонах
в составе инфраструктуры необходимо иметь соответствующие
транспортные средства: орбитальные маневрирующие транс¬
портные аппараты (для обслуживания близких к ОКС объек¬
тов) и МТА.
Управление (пространственным положением) является клю¬
чевым фактором при определении схемного решения ОКС, гак
как законы изменения пространственного положения в значи¬
тельной степени влияют на консгрукгивное исполнение сол¬
нечных батарей, радиаторов СОТР, на расположение датчиков
Земли, Солнца, на выбор органов управления и г. д. В этой
связи интерес представляют два управления: инерциальное и
по местной вертикали. В первом случае ОКС движегся, ориен¬
тируясь относительно выбранной системы координат, одна из
осей которых направлена например, на Солнце. При гаком уп¬
равлении предельно упрощается конструкция солнечных ба¬
тарей и радиаторов, достаточно просто реализуются задачи
наблюдения за Солнцем и г.д. Однако поддержание такого
пространственного положения сопряжено со значительными зат¬
ратами энергетики.
Во втором случае ОКС движегся, ориентируясь одной осью
с минимальным моментом инерции по местной вертикали, а
другой (с максимальным моментом инерции) - перпендикуляр¬
но плоскости орбиты (при использовании гравитационной ста¬
билизации), или с любым другим расположением главной оси
инерции. При гаком управлении просто решаются задачи наб¬
людения за Землей и энергетики. Определенное осложнение
вызывает воздействие аэродинамических сил, которые для
предлагаемого диапазона высот и при больших поверхностях
ОКС будут достаточно ощутимыми, а эго скажется, прежде
50
всего, на величине возмущающего момента, зависящего от вза¬
имного расположения центра масс и центра давления.
Собираемость — эго одно из важнейших свойств, необ¬
ходимое для создания на орбите крупногабаритных конструк¬
ций, г.к. размеры и масса создаваемой ОКС таковы, чго вы¬
ведение всей ОКС за один запуск даже такого носителя, как
ТКА Space Shuttle, • невозможно, а создание специально для
этих целей сверхгяжелого носителя нерационально. Такое
свойство может быть обеспечено модульным принципом форми¬
рования конструкции ОКС (как герметических, гак негермети¬
ческих отсеков) и наличием конструктивных узлов для соеди¬
нения модулей в единый объекг, а также дистанционно управ¬
ляемых усгройсгв (манипуляторов), механизмов для удержа¬
ния и перемещения грузов и г.д. для осуществления сборки
ОКС из доставляемых на орбиту модулей и других конструк¬
тивных элементов. Такие устройства должны быть выведены
на орбиту в одном из первых рейсов с гем, чтобы обеспе¬
чивать дальнейшие работы по сборке.
Наращиваемость конструкции ОКС требуется в связи с
тем, чго ее рост будет происходить в достаточно большом
временном интервале и, кроме того, необходимо обеспечить
возможность расширения возможностей с учетом опыга экс¬
плуатации на первых этапах функционирования и реализации
исследований, не предусмотренных в процессе разработки
программы. Примером потребности в гаком свойстве является
необходимость увеличения мощности энергетической установки,
увеличения мощности радиаторов, увеличения объемов жилых
отсеков (в связи с увеличением численности экипажа или ор¬
ганизации новых рабочих мест - как внутренних, гак и внеш¬
них).
Унификация - эго га особенность конструктивного исполне¬
ния, благодаря которой предполагается обеспечить снижение
эаграг на проектирование и изготовление материальной части
ОКС. Унифицированы могут быть элементы герметических мо¬
дулей и модули в целом; элементы солнечных батарей и ради¬
аторы СТР; ферменные балки несущей конструкции. Выполне¬
нием этого требования на более высоком уровне может быть
унификация космических платформ, которые следует рассмат¬
ривать как совокупность средств по производству и хранению
энергии, сбросу накапливаемой теплоты, обеспечению простран¬
ственного положения, связи, обработки данных и г.д. Одним
из примеров реализации такого подхода может быть конструк¬
тивное исполнение и выходные характеристики СЭП. Проекги-
51
7-2
руемая мощность этой системы для ОКС на первых этапах ее
функционирования составляет 75 кВт, а для полярной космичес¬
кой платформы - 15 кВт. Создание энергетических модулей
мощностью 3, 5 или 15 кВт обеспечит формирование СЭП как
ОКС, гак и космической платформы.
Резервирование на уровне герметических модулей, элемен¬
тов солнечных батарей, радиаторов СТР и г.д. является од¬
ним из основных требований, направленных на увеличение на¬
дежности и безопасности ОКС. Элементное резервирование не
является единственным подходом для обеспечения этих свойств.
Возможно также функциональное резервирование. Например, ла¬
бораторный модуль в течение какого-то времени может исполь¬
зоваться для пребывания в нем экипажа в случае выхода из
огроя жилого отсека.
Ремонтопригодность, как и собираемость, требует от кон¬
структивного исполнений ОКС легкого доступа ко всем функци¬
ональным эонам, а также заменяемости от основных элемен¬
тов станции без длительного прерывания ее работы. Сущест¬
венным усилением такого свойства ОКС может быть индивиду¬
альная установка герметических модулей на несущей конструк¬
ции и обеспечение сообщения между ними с использованием
гибких туннелей, что позволит осуществлять изъятие и заме¬
ну любого герметического модуля без разборки общего ос¬
нования.
Минимизация загрязнения. Эго требование вызвано, в свою
очередь, требованиями, предъявляемыми к условиям работы
большей части современной оптической аппаратуры. Безусловно,
что разработчики оптических датчиков, телескопов и т.п. будут
стараться снизить чувствительность создаваемого оборудования.
Однако зона вокруг современного космического объекта, осо¬
бенно такого масштаба, как ОКС, слишком загрязнена, чтобы
не влиять на оптические характеристики аппаратуры. Из переч¬
ня средств борьбы с загрязнением здесь уместно упомянуть
два: во-первых, основные источники загрязнения (причальный
узел для КС Space Shuttle, рабочее место для заправки
жидкостями и г.д.) должны располагаться как можно дальше
от чувствительных к загрязнению приборов, во-вторых, компо¬
новка ОКС должна быть такова, чтобы частицы от того или
иного источника загрязнения, попавшие в кильватер ОКС, в
своем движении не проходили через зоны с оптическим обо¬
рудованием.
52
Роль экипажа (человека) на боргу ОКС
и обеспечение его эффективной рабогы
Характерная для современных космических проектов высо¬
кая степень автоматизации, внедрение методов дистанцион¬
ного управления и контроля будут, очевидно, реализованы
и в программе Space Station . В го же время важной отличи¬
тельной особенностью данного космического объекта считает¬
ся [ 36, 37, 38] наличие на борту экипажа, состоящего из
высококвалифицированных специалистов, подготовленных
для проведения запланированных работ. Большой опыт пило¬
тируемых полетов СССР [39] показывает эффективность ра¬
богы человека в космосе, позволяющей существенно расширить
возможности космических программ как для научных, гак
и для прикладных целей. Особенно важна роль экипажа в не¬
запланированных (не предусмотренных программой) работах
по обслуживанию самой ОКС или других КА, в том числе и
с выходом в открытый космос с использованием авто -
номных устройств для перемещения космонавтов. Вгаблице2.2
дан краткий перечень функций экипажа на боргу ОКС и воз¬
можностей человека, обеспечивающих их выполнение, а в таб¬
лице 2.3 приведены основные операции по обслуживанию косми¬
ческих объектов.
Перечень работ и выполненных операций будет, естествен¬
но, уточняться и дополняться по мере приближения запуска
ОКС и в процессе ее функционирования, и исследование их
содержания выходит за рамки данной рабогы. И только неко¬
торые проблемы обеспечения условий рабогы, подготовки и
планирования рабогы человека на боргу ОКС будуг рассмот¬
рены ниже. В исследованиях этих проблем отмечается [40,
41], что несмотря на особое внимание, уделяемое созда¬
нию на боргу ОКС хороших условий для жизни и рабогы эки¬
пажа, ряд факторов космического полета оказывает сущест¬
венно неблагоприятное влияние на психологическое состояние
членов экипажа, а дополнительная "перегрузка" их в части
операторской деятельности может привести к тяжелейшим
последствиям, создавая прямую угрозу не только выполнению
задачи, но и безопасности полета. В этой связи особую зна¬
чимость приобретает проблема рабочей нагрузки на членов
экипажа ОКС, а оптимизация уровня этой нагрузки является
важным условием эффективности всей программы.
Следует отметить, что рабочая нагрузка является доста¬
точно специфическим фактором операторской деятельности,
53
Таблица 2.2
Роль человека на борту ОКС [28]
Способности
человека
Функции экипажа
на борту ОКС
Ограничение и
дополнительные
проблемы
Пять чувств
Поддержка промышлен¬
ных работ
Обеспечение жиз¬
недеятельности
Ловкость
(сноровка)
Поддержка научных
программ
Утомляемость
Мобильность
Поддержка военных
программ
Нап ряже ни е /бес¬
покойство
Адаптивность
Обслуживание кос¬
мических аппаратов
Риск
Обучаемость
Способность
рассуждать
Выполнение работ по
развертыванию кос¬
мических объектов
Модернизация косми¬
ческих объектов
Управление устрой¬
ствами дистанционного
обслуживания
Обучение
очень не просто оцениваемой количественно. Этот фактор обус¬
ловлен не только совокупностью параметров выполняемых за¬
дач, но и характеристиками системы, в рамках которой осу¬
ществляется деятельность человека-оператора.
Ко времени разработки программы Space Station опыт
американских специалистов в исследованиях влияния условий
длительного космического полета на состояние космонавтов,
в общем, был невелик и ограничен экспериментами на борту
ОКС Skylab (максимальная продолжительность одной экспеди¬
ции около грех месяцев) и некоторыми другими полетами, не
превышающими по времени более двух недель. В этой связи
возникают определенные трудности при нормировании рабочей
нагрузки’ и разработке методики оценки операторской деятель¬
ности. В том и другом случае представляется важным выде¬
ление факторов, параметры которых в гой или иной мере под-
54
Таблица 2.3
Операции по обслуживанию космических объектов
Наименование
операций
Присое¬
диненные
полезные
нагрузки
Объекты
на близ¬
ких ор¬
битах
Дистан-
ЦИОННО
управ¬
ляемые
объекты
Запуски КА
на низ¬
кие ор¬
биты
на вы¬
сокие
орбиты
Проверка
+
+
+
Возвращение
+
Техническое
обслуживание
+
+
+
Дозаправка
+
+
+
Переформи ро-
вание
+
+
+
Сборка КА на
орбите
+
+
Испытания и
Контроль
+
+
+
+
+
Хранение на
орбите
+
+
+
Развертывание
+
+
+
даются количественной оценке. Можно распределить такие
факторы на три группы [36, 37]: 1) факторы, связанные с
особенностями выполняемого задания, имея в виду состав тех¬
нических средств обслуживаемой системы, структуры функци¬
ональных взаимосвязей в ней, рабочих алгоритмов, характе¬
ристик персонала, обслуживающего систему и т.п. 2) факто¬
ры, отражающие требуемый и фактический уровень подготов¬
ленности оператора по таким объективным показателям, как
темп работы, точность, надежность, время принятия .■ решений
и их адекватность; 3) факторы, отражающие особенности сос¬
тояния человека-оператора (и его поведения), такие, например,
как параметры сенсомоторных реакций, процессов восприятия
и распознавания информации, уровень физических и интеллек¬
туальных возможностей и г.д.
55
При оценке факторов первой группы можно дать, по край¬
ней мере, ранговую оценку длительности выполняемого задания,
его интенсивности, сложности применяемых алгоритмов управ¬
ления. Труднее оценить влияние на характер выполняемого за¬
дания таких факторов, как возможные отказы системы и ошиб¬
ки оператора, а также влияние общего состояния среды и опе¬
ратора. Для факторов второй группы существуют достаточно от¬
работанные методы количественной оценки, используемые в
различных областях (наземные службы авиации, пилотирование
самолетов, судовождение и г.д.). Наиболее сложной представ¬
ляется оценка факторов третьей группы. Особое значение здесь
имеет тот факт, что уровень "психологического комфорта" опе¬
ратора, будет в значительной мере определяться его текущими
самооценками качества собственной деятельности. При этом в
объективном плане они будут зависеть от факторов первых
двух групп. В неблагоприятной, гем более в стрессовой ситу¬
ации эго может отразиться на субъективных ощущениях опе¬
ратора, его психологическом состоянии, следовательно, отри¬
цательно повлиять на его операторские возможности, что, в
свою очередь, усложнит выполнение задачи и г.д. В этой
связи задача объективизации оценок факторов третьей группы
представляется очень важной, если не самой важной. Однако
именно здесь имеется ряд значительных трудностей. По су¬
ществу, формализации поддаются лишь показатели физических
возможностей человека, методы же количественной оценки его
психического состояния вряд ли могут считаться отработан¬
ными и достаточно объективными. Кроме того, многие сущест¬
вующие методики психологического тестирования оказываются
весьма трудоемкими и утомительными и, следовательно, их
оперативное применение вряд ли окажется возможным в усло¬
виях интенсивной деятельности оператора в процессе выполне¬
ния целевой задачи. Возможно, здесь найдут распространение
методы косвенных сравнительных оценок по результатам
этой "основной" деятельности, например, по изменению ка¬
чества управления, по эффективности использования ресурсов,
по самооценкам и т.п.
Субъективность оценки оператором собственного состояния
и важности выполняемой задачи будет влиять на рабочую наг¬
рузку не только в экстремальных ситуациях. Специалистам
по эргономике хорошо известно, что даже умеренная рабочая
нагрузка, обусловленная выполнением задания, недостаточно
мотивированного с точки зрения оператора, может субъектив¬
но восприниматься им как чрезмерная. Эго приведет к тому,
56
что в безобидной ситуации оператор выберет стратегию пове¬
дения, характерную для ситуации с экстремально высокой рабо¬
чей нагрузкой. В таких случаях возможны необоснованные из¬
менения принятых решений, отказ от контроля "второстепен¬
ных*’, по мнению оператора, параметров, поспешные действия,
не обусловленные фактическим дефицитом времени, снижение
требований к качеству. Возможными в таких ситуациях ста¬
новятся также необоснованные конфликты с другими членами
экипажа и операторами наземных служб. Проблема сведения к
минимуму вероятности таких ситуаций будет, очевидно, одной
из актуальных и постоянно существующих в процессе функци¬
онирования ОКС.
Анализируя воздействия внешней среды на экипаж, следует
иметь в виду, что по-прежнему практически не устранимыми
неблагоприятными факторами являются невесомость и ограни¬
ченность пространства рабочих и жилых отсеков, К этому
можно добавить отсутствие обычных суточных изменений, на¬
пример, освещенности, отличие от земных уровней радиации
и магнитных полей. Однако воздействие их на человека, как
правило, второстепенно и, кроме того, они по необходимости
могут быть сведены к минимуму. Снижение же уровня грави¬
тационной нагрузки (до разработки адекватных мер профилак¬
тики), очевидно, будет наиболее ощутимо сказываться на всех
функциональных системах организма в определенной зависи¬
мости от продолжительности экспедиции. Наиболее заметны¬
ми эффектами при этом являются снижение прочностных и функ¬
циональных показателей опорно-двигательного аппарата (в
частности, атрофия мышц и деминерализация костной ткани), а
также нарушения высшей нервной деятельности (космическая
форма болезни движения, дезориентация и г.д.). На более глу¬
боких уровнях деятельности организма проявляются нарушения
функций сердечно-сосудистой системы, сдвиги водно-солевого
баланса, изменения в составе крови (снижение гематокрита,
гемоглобина и массы красных кровяных телец, возможна и
гематолитическая анемия), изменение минерального обмена
может привести к образованию камней в почках; определенные
сдвиги происходят и в эндокринной системе.
Что касается фактора ограниченности простраства, го он
известен достаточно давно из опыта наземных объектов (на¬
пример, подводные лодки). Длительное пребывание в ограни¬
ченном пространстве в составе разнородной группы создает
определенную почву для возникновения конфликтных ситуа¬
ций. Психическая нагрузка усугубляется интенсивностью и слож-
57
В-1
носгью выполняемой работы, ее высокой значимостью. Ощуще¬
ние физической и социальной изоляции усиливается непосред¬
ственной близостью чуждой и смертельно опасной среды. Из¬
менения психологического состояния членов экипажа могут
проявляться в самых разнообразных, в том числе достаточно
специфических формах.
Оба рассмотренных в краткой форме фактора, как было от¬
мечено выше, практически не устранимы на современном кос¬
мическом объекте и вопрос стоит только о максимально воз¬
можном их 'смягчении". Для этих целей на борту ОКС пред¬
полагается [37, 41] реализовать большой комплекс профилак¬
тических мероприятий, включающий систему специальных фи¬
зических упражнений, в том числе с дополнительным нагру¬
жением опорно—двигательного аппарата, средства для создания
перепадов давления по поверхности тела, фармакологические
воздействия, не исключается также возможность создания
установок для периодического воздействия 'искусственной гра¬
витации". Опыт показывает [37, 39], что такой комплекс мо¬
жет быть достаточно эффективным, если идет речь о компен¬
сации ярко выраженных последствий невесомости. Однако не до
конца изучен вопрос, насколько таким способом можно смяг¬
чить ее влияние на гонкие механизмы операторской деятель¬
ности. В отношении же второго фактора к настоящему времени
можно говорить только о необходимости совершенствования
методов отбора кандидатов с особым вниманием к психичес¬
кой устойчивости, подбора оптимальных рабочих коллективов,
а также разработки методов количественной оценки и индиви¬
дуальной и групповой устойчивости к стрессам.
2.1.1. Основные варианты схемного решения
базовой ОКС
Выбору схемного решения для этапа предварительной раз¬
работки предшествовали исследования многочисленных вариан¬
тов ОКС, из которых в конечном итоге для принятия оконча¬
тельного решения было оставлено два: один из них, извест¬
ный как "энергетическая башня", однобалочный вариант, а вто¬
рой - известный как "двухкилевая схема", двухбалочный вари¬
ант.
Однобапочный вариант ОКС [33] в схематическом виде
представлен на рис. 16. Ее основным несущим элементом яв¬
ляется протяженная (длина ~ 120 м) ферменная балка, ориен¬
тированная по местной вертикали, а три вспомогательные фер-
58
Рис. 16. Компоновочная схема однобалочного варианта
ОКС "энергетическая башня": 1 - радиаторы СЭП; 2 -
антенны; 3 - модуль технологического оборудования; 4 -
подвижный манипулятор; 5 - модуль снабжения; 6 - мо¬
дуль оборудования коммерческих программ; 7 - жилой
модуль; 8 - модуль научного оборудования; 9 - лабора¬
торный модуль; 10 - верхняя балка; 11 - верхний киль;
12 - панели солнечных батарей; 13 - устройства для
смены модулей и место хранения инструмента; 14 - от¬
сек для хранения обслуживаемых полезных нагрузок (на¬
пример, ИСЗ); 15 - поперечная балка; 16 - соедини¬
тельный узел; 17 - двигатели реактивной системы управ¬
ления; 18 - нижний киль; 19 - топливный отсек системы
дозаправки; 20 - радиаторы СОТР; 21 - место для кре¬
пления ИСЗ для дозаправки; 22 - МТА; 23 - топлив¬
ные баки для МТА; 24 - фермы для увеличения килей;
25 - переходной шлюз; 26 - нижняя балкар 27 - место
для причаливания
59
8-2
мы (средняя в качестве опоры для установки солнечных бата¬
рей, а верхняя и нижняя в качестве опор для установки различ¬
ных модулей) - перпендикулярно ей. При этом предполагается,
что на верхней опоре должно в основном комплексировагься
оборудование для исследований Солнца, звездного неба и т.п.,
а на нижней - оборудование для исследования Земли. Оборудо¬
вание служебных систем, а также оборудование, для которого
60
Рис. 17. Компоновочная схема ОКС Space Station:]. - при¬
вязные полезные нагрузки на верхней и нижней фермах;
2 - системы наблюдения за космическими объектами;
3 - экспериментальная солнечная энергосистема; 4 - штат¬
ные солнечные энергосистемы; 5 - радиаторы; 6 - ангар
для орбитальных транспортных средств; 7 - система наб¬
людения за наземными объектами; 8 - ресурсный модуль;
9 - дистанционный манипулятор; 10 - модуль СОЖ; 11 -
система наблюдения за Солнцем; 12 - лаборатория мате¬
риаловедения; 13 - модули, разрабатываемые Западной
Европой и Японией; 14 - силовые фермы; 15 - негерме¬
тический ангар; 16 - радиатор СОТР
место расположения не имеет принципиального значения, раз¬
несены вдоль основной балки. Панели солнечных батарей могут
вращаться, что позволяет обеспечивать их наиболее благопри¬
ятную ориентацию по отношению к Солнцу; подвижными, но из
соображений ориентации в теневую сторону являются и панели
радиаторов СТР.
Двухбалочный вариант ОКС [ 1] представлен на рис. 17.
Две основные продольные балки длиной приблизительно
108 м будут выполнены, как и остальные элементы основной
несущей конструкции ОКС, в виде коробчатых ферм. Они рас¬
положены в плоскости орбиты и ориентированы по гравитаци¬
онной вертикали. Центральная ферма, расположенная в гой же
плоскости перпендикулярно двум основным балкам, имеет дли¬
ну около 152 м и несет различные внешние устройства, в
основном энергосистемы ОКС: солнечные батареи, радиаторы
и г.д. Общая мощность СЭП в исходной конфигурации составит
около 75 кВт, из которых примерно две трети может исполь¬
зоваться для прикладных задач.
Верхнюю и нижнюю (по отношению к Земле) фермы наме¬
чается использовать для размещения различных инструменталь¬
ных систем, предназначенных для наблюдения внеземных и
земных объектов соответственно.
Между продольными балками будут размещены ангары и
зоны обслуживания ИСЗ и орбитальных транспортных срецсгв,
На одной из продольных балок будет установлен мобильный
дистанционный манипулятор.
Герметические модули (расчетное избыточное давление
•“101,3 кПа) различного назначения будут размешаться
вблизи центра инерции ОКС, при этом микрогравитация в
районе американского лабораторного модуля составит около
10~5g. Кроме него, в состав исходного варианта ОКС войдуг
жилой модуль, а также западноевропейский и японский мо¬
дули, ресурсный модуль, переходные узлы, два шлюза и др.
Крупногабаритный ангар объемом 3000 м3 (рис. 18)
обеспечит размещение, . ремонт и различные виды обслужи¬
вания КА, ИСЗ, орбитальных платформ и обсерваторий. Сред¬
ства для этих работ могут складироваться в нижней части
ангара'*
Для обеспечения ремонгно—восстановительных и других ана¬
логичных работ в открытом космосе в непосредственной бли¬
зости от ОКС, для выполнения погрузочно-разгрузочных опе¬
раций, перемещения крупногабаритных объектов и г.д. ОКС
будет снабжена мобильным центром обслуживания MSC (Mobile
61
Рис. 18. Расположение ангара на несущей конструкции
ОКС: 1 - многоцелевой отсек; 2 - отсек для хранения
инструментов
Servicing Center), разрабатываемым канадскими специалиста¬
ми [1, 42, 43], который рассматривается как развитие дис¬
танционных манипуляторов, устанавливаемых на КС Space
Shuttle.
Мобильный центр обслуживания (рис. 19) предполагается
оснастить двумя подобными манипуляторами, снабженными
сменными эффекторными механизмами. Высокая подвижность
манипуляторов и средства инструментального контроля, вклю¬
чая многокамерную телевизионную систему, должны обеспе¬
чить высокую эффективность его использования для разнооб¬
разных работ вблизи ОКС.
Возможность использования центра в различных зонах обе¬
спечивается специальными узлами крепления к фермам несущей
конструкции ОКС и специальным механизмом перемещения;
предусмотрены также механизмы, обеспечивающие изменение
углового положения центра в целом. Центр будет оснащен
связью с энергетической и информационной сетями ОКС, одна¬
ко не исключается возможность и автономного его использова-
62
Рис. 19. Мобильный центр обслуживания: 1 - манипуля¬
тор; 2 - сменный эффекторный механизм; 3 - многока¬
мерная телевизионная система; 4 - узел крепления к не¬
сущей конструкции ОКС; 5 - механизм перемещения;
6 - механизм, обеспечивающий изменение пространствен¬
ного положения; 7 - центральная несущая конструкция
и элементы соединения с энергетической и информацион¬
ной сетями ОКС; 8 - собственные источники энергопи¬
тания; 9 - пульт управления в процессе внекорабельной
деятельности космонавта-оператора; 10 - контейнеры
для хранения инструментов
63
Рис.20. Пример конструктивного исполнения базового
модуля и производных от него модулей целевого назна¬
чения: а - конструктивное решение базового модуля; б -
производные модули; 1 - стандартная цилиндрическая
секция; 2 - стандартная потолочная панель; 3 - стандарт¬
ный пол; 4 - бортовое оборудование; I - жилой модуль;
II - лабораторный модуль; III - ресурсный модуль;
IV - причальный модуль со стыковочными устройствами
64
ния, для чего предусматривается собственное энергообеспече¬
ние, локальный пульт управления, контейнеры для храп» ния
инструментов и др.
2.1.2. Герметические модули
Основная функциональная нагрузка планируется на гермети¬
ческие модули, которые будут и основными рабочими местами,
и помещениями для длительного пребывания экипажа; они сос¬
тавят по существу ядро ОКС. В этой связи представляет
интерес один из возможных подходов разработки таких мо¬
дулей, базирующийся на максимально возможной унификации
его элементов.
В соответствии с этим подходом основой всех герметичес¬
ких модулей является базовый модуль цилиндрической формы,
состоящий из унифицированных элементов герметического отсе¬
ка (обечайки и днищ) и ряда унифицированных силовых элемен¬
тов (пол, стеллажи для установки оборудования и г.д.). На рис. 20
показано одно из возможых конструктивных решений такого ба¬
зового модуля и ряд производных от него модулей целевого
назначения. Цилиндрическая секция снабжена полом и потол¬
ком, которые в сочетании со съемными коническими днищами
обеспечивают хороший доступ для монтажа и контроля опера¬
ций. Оборудование систем, общее для всех модулей, устанав¬
ливается под съемными панелями потолка и пола, что обеспе¬
чивает чистый интерьер для установки целевого оборудовали
в специализированных модулях. Можно также, благодаря разъ¬
емам по горцам цилиндрической секции под герметическую
оболочку, поместить полностью специализированный блок (без
стандартных элементов: пола, потолка и г.д.). Узлы да я креп¬
ления модуля в грузовом отсеке КС Space Shuttle находят¬
ся на горцевых шпангоутах конических днищ на расстоянии,
соответствующем гонкам крепления в грузовом огсеке. Как вид¬
но из рис. 20, производные целевые модули требуют при га¬
ком подходе минимальных доработок конструкции, в частности,
в лабораторных и жилых модулях устанавливается на внутрен¬
ней стороне панелей интерьера соответствующее назначению
модуля оборудование; ресурсный модуль наращивается негер¬
метической секцией для установки емкостей с расходуемыми
жидкостями и шлюзом; причальный отсек наращивается секци¬
ей со стыковочными устройствами, шлюзовой камерой и эле¬
ментами крепления устройства для автономного перемеще-
9-1
65
ния космонавтов» Ниже будут рассмотрены возможные вариан¬
ты компоновочных решений производных целевых модулей.
Жилой модуль является гем элементом ОКС, в котором
космонавты должны проводить основную часть общего времени
пребывания на орбите, г.е. практически все свое свободное
от рабогы в специализированных модулях время. Исходя из
этого, а также требований по численности экипажа и продол¬
жительности одной экспедиции определяются состав модуля и
его основные технические характеристики. В частносги, на
этапе предварительного проектирования (этап В ) планирова¬
лась продолжительность одной экспедиции 180 сут, а числен¬
ность экипажа 8 человек. Очевидно, именно эти требования
будут взяты за ориентир на последующих этапах разработки.
При создании таких модулей предусматривается разделение
общего объема на функциональные зоны в состав которых, как
минимум, входят следукхдие.
1. Зона отдыха - представляющая собой отдельные или по-
луиэолированные помещения для членов экипажа, которые обес¬
печивают визуальную и звуковую: изоляцию, снабжены опреде¬
ленным^ набором агрегатов для поддержания жиэнедеягельносги,
Такими, как вентиляция, освещение, звуко- и видеосвязь, фик¬
саторы для сна, устройства для хранения персональных вещей,
чтения, письма и г.д. Помещение должно быгь достаточно боль¬
шим с гем, чтобы можно было свободно переодеваться и пере¬
мешаться при достаточной свободе в движениях.
2. Столовая представляет собой помещение как для приема
пиши, гак и для проведения совместного досуга (г.е. выпол¬
няет роль кают-компании). В связи с этим при ее планирова¬
нии необходимо предусмогрегь достаточное пространство для
"общего стола" и возможности свободного перемещения в нем
всех членов экипажа, средства звуко- и видеосвязи, а также
другие средства, в первую очередь относящиеся к совместно¬
му досугу. Не исключается возможность использования такого
помещения и для проведения определенных исследований, в
частности связанных с визуальными наблюдениями, для чего
в нем предусматривается наличие соответствующих иллюмина¬
торов и оборудования.
3. Кухня - помещение, в котором должны быгь предусмот¬
рены средства для приготовления и хранения пиши, г.е. печи,
водяной распылитель, холодильники и т.п. Кроме того, в ее
составе должны быгь и устройства для сбора, а можег быгь,
и утилизации огходов.
66
Рис. 21. Компоновочная схема жилого модуля ОКС Space Station; 1 - гардероб и
пищеблок; 2 — оборудование для медицинского обследования космонавтов; 3 — обору¬
дование для контроля бортовых систем ОКС;|4 - хранилище; 5 - спальный отсек с ин¬
дивидуальными ячейками для космонавтов; 6 - отсек с оборудованием для удаления
отходов; 7 - средства личной гигиены; 8 - душ; 9 - оборудование для физических
упражнений;- 10 - пищеблок
9-2
67
4. Зона персональной гигиены — помещение, в котором обес¬
печиваются процедуры умывания, купания, бритья, стрижки и
г.д. Здесь же, очевидно, будут расположены устройства для
сбора отходов жизнедеятельности экипажа, а также их утили¬
зации.
5. Физкультурная эона - часть объема модуля, предназна¬
ченная для поддержания (восстановления - по необходимости)
физического тонуса, неотъемлемой части деятельности каждого
члена экипажа в течение всего срока экспедиции. В ней долж¬
ны быть сосредоточены соответствующие тренажеры (велоэрго¬
метр, бегущая дорожка и т.п.), а также устройства для конт¬
роля физического состояния членов экипажа.
Ра." чтение функциональных эон относительно Друг друга
определяется в основном факторами из взаимного воздействия.
Так, жилая зона должна быть возможно дальше удалена от
зоны с шумовым воздействием (например, физкультурной зо¬
ны) и зоны индивидуальной гигиены. Кухня и столовая также
должны быть отнесены от эоны индивидуальной гигиены. Пере¬
чень таких "пожеланий' можно было бы продолжить. Следует
также . указать на необходимость обеспечения таких условий
комфортности, как освещенность и вентиляция, безопасности
работы внутри модуля, в частности, отсутствие острых углов
и ребер и т.п.
Вышеприведенный перечень эон и требований к ним далеко
не исчерпывающий и будет пополнен в каждой конкретной раз¬
работке. На рис. 21 представлен вариант компоновки жилого
модуля, разработанный на этапе В, который рассматривает¬
ся как базовый для последующих разработок.
Лабораторный модуль является основным рабочим помеще¬
нием и по составу и техническим характеристикам должен со¬
ответствовать своему функциональному назначению. Существуют
различные подходы к разработке таких модулей, из которых
можно выделить два. Первый подход предусматривает создание
узкоспециализированных, желательно сменных модулей, обо¬
рудованных специальным оборудованием, и рассчитанным на
небольшой (относительно продолжительности функционирования
ОКС в целом) срок функционирования, определяемый длитель¬
ностью планируемых экспериментов. Можно назвать несколько
таких модулей, встречающихся наиболее часто в различных
проектах: биологический, астрономический, технологический и
т.д. Второй подход предусматривает создание многоцелевых
лабораторий, г.е. комплексирование под 'одной крышей' обору¬
дования для проведения широкого спектра исследований и тех-
G8
Рис» 22. Компоновочное решение блока герметических мо¬
дулей базовой ОКС Space Station: I - американский
лабораторный модуль; II - западноевропейский лабора¬
торный модуль; Ш - японский экспериментальный мо¬
дуль; IV - жилой модуль; V - ресурсный модуль; 1 -
основной стыковочный узел; 2 - дополнительный стыко¬
вочный узел; 3 - ресурсные узлы; 4 - спасательные ап¬
параты; 5 - шлюзовые камеры
нологических процессов, для которых существенным является
например, воздействие условий невесомости или использова¬
ние этих условий для получения продукции, качество которой
зависит от уровня микрогравигации.
Проектирование таких модулей является самостоятельной
задачей в общем процессе создания ОКС и ее освещение вы¬
ходит за рамки данной рабогы. Отметим здесь, что в конеч¬
ном итоге возможно компромиссное решение г.е. создание
как многоцелевых, гак и узкоспециализированных лаборатор¬
ных модулей,. При этом в состав первичной конфигурации ОКС,
очевидно, войдет многоцелевой лабораторный модуль. На
рис. 22 представлена иллюстрация компоновочного решения
блока герметических модулей, включающего кроме лаборатор¬
ного жилой и ресурсный модули и предложенного в процессе
этапа В программы Space Station.
Ресурсный модуль является обязательным практически в
любой конфигурации ОКС, рассчитанной на продолжительное
время функционирования и предназначен для обеспечения ОКС
69
всеми расходуемыми материалами. Выбор размеров и состава
такого модуля определяется, в первую очередь, грузоподъ¬
емностью и размерами грузового отсека транспортного сред¬
ства, применительно к программе Space Station - ТКА Spa¬
ce Shuttle. Состав модуля определяется характером и ко¬
личеством расходуемых магериалов.'Эги же факторы определяют
и периодичность доставки таких модулей на рабочую орбиту
ОКС. На начальном этапе разработки программы Space Station
периодичность была принята равной 90 сут. Отметим здесь,
что доставляемые на борту ТКА материалы можно условно
разделить на две группы: бысгрорасходуемые запасы - пища,
вода, одежда, гигиенические материалы, газы, химикаты для
регенерации воздуха, топливо для двигательной установки и
т.п. и долгорасходуемые запасы - запасные части для систем
ОКС, сырье для технологических процессов и т.п. Периодич¬
ность доставки таких модулей и сохранение пропорций меж¬
ду группами расходуемых материалов способствуют их предель¬
ной унификации, а следовательно, и снижению стоимости опе¬
раций снабжения.
2.2. Космические объекты, создаваемые в рамках
западноевропейской программы Columbus
При развертывании программы Columbus предполагалось
решение двух глобальных задач [44, 45, 46Г - проведение
западноевропейскими странами в кооперации с США, Кана¬
дой и Японией работ в рамках программы Space Station по
созданию ряда элементов инфраструктуры, формируемой по
этой программе} развитие в перспективе западноевропейской
инфраструктуры космических средств для проведения самосто¬
ятельных работ в космосе как в беспилотном, гак и пилотиру¬
емом вариантах (рис. 23).
На этапе, предварительного проектирования по программе
Columbus (этап В ) были определены четыре элемента инфра¬
структуры, создаваемых усилиями западноевропейских стран:
герметический лабораторный модуль как составная часть ба¬
зовой ОКС Space Station; полярная платформа (косми¬
ческая платформа, находящаяся на полярной или близкой к ней
орбите); автономный (движущийся по собственной орбите)
лабораторный модуль, рассчитанный на посещение и работу в
нем космонавтов, год названием MIFF. (Man—Tended Free
Flyer); космическая платформа Eureca (European retrievable
carrier).
70
Рис. 23. Состав космических объектов и схема форми¬
рования западноевропейской инфраструктуры по програм¬
ме Columbus: 1 - герметический лабораторный модуль}
2 - полярная платформа; 3 — автономный лабораторный
модуль MTFF; 4 - ИСЗ системы связи; 5 - ресурсный
модуль; 6 - лабораторный экспериментальный модуль;
7 - стыковочный узел; 8 - жилой и командный модули;'
9 - западноевропейская ОКС; 10 - маневрирующий транс¬
портный аппарат и ресурсный модуль; 11 - транспортные
средства 'Земля-орбита " (КС Space Shuttle, PH Ariane, КС
Hermes); 12 - наземные средства управления и связи
71
2.2.1. Герметический лабораторный модуль
Основой для разработки герметического лабораторного мо¬
дуля является космическая лаборатория Spacelab, используемая
в составе КС Space Shuttle. Как и Spacelab, этот модуль
(см, рис. 21) будет иметь чегырехсекционную конструкцию,
оснашенную с обоих горцов стыковочными узлами, с общим
внутренним объемом 145 м3. При разработке этого модуля
исходили из того, чго на его боргу будут проводиться иссле¬
дования по материаловедению, физике жидкостей и обеспечению
жизнедеятельности человека в космосе (медико-биологические
исследования). В соответствии с этим к 1988 г. уже было
отобрано [46, 47] восемь экспериментов по материаловедению
шесть медико-биологических экспериментов и определен состав
научного оборудования, включая печи, установки для исследо¬
вания жидкостей, шлюзовые камеры, холодильники и т.д. Рабо¬
та в лабораторном модуле возможна как в автоматическом ре¬
жиме, гак и с привлечением космонавтов-исследователей (в
первую очередь, западноевропейские члены экипажа), которые
в основном будут находиться в жилом модуле ОКС. Энергопи¬
тание модуля, а также обеспечение атмосферы и других усло¬
вий жизнедеятельности будет осуществляться с помощью соот¬
ветствующих систем базовой ОКС. Только системы аварийного
предупреждения и обработки данных будут составной частью
лабораторного модуля.
Основные требования, определенные для этапов детальной
разработки и изготовления, следующие [47].
Параметры рабочей орбиты:
высота, км
463
наклонение, град
28,5
Состав экипажа на борту лаборатории, чел.
3
Массовые характеристики, кг:
масса конструкции и систем (без
полезной нагрузки)
12 000
масса полезной нагрузки
10 000
Геометрические характеристики:
общая длина, м
12,7
диаметр, м
4,0
общий объем, м3
145
объем полезной нагрузки, м3
27
Параметры электрической сеги:
общая электрическая мощность, кВт
25
72
средняя электрическая мощность
полезной нагрузки, кВт
10
напряжение на шине полезной нагрузки
(постоянное), В
150
Условия по микрогравигадии (соответствуют
условиям ядра базовой ОКС), g
10-5 (< 1 Гп)
10-3
С* 100 гд)
Расчетный ресурс модуля определен в 30 лег, при периодич-.
носги материально-технического обслуживания 90 сут. Пред¬
полагается, что выведение модуля на орбиту, а также все опе¬
рации по стыковке его с базовой ОКС и обслуживанию бу¬
дут осуществлены с помощью ТКА Space Shuttle.
2.2.2. Полярная платформа
Целевой задачей полярной платформы был определен [44,
48] круг исследований, для которых полярная (солнечно-син¬
хронная) орбита является наиболее предпочтительной; к тако¬
вым отнесены: исследования в интересах метеорологии, оке¬
анографии, исследования земной поверхности, а также неко¬
торые исследования по проблемам связи и научные исследо¬
вания, Полярная платформа является автоматическим КА, об¬
служивание которого с определенной периодичностью будет
осуществляться в орбитальных условиях с помощью ТКА Spa¬
ce Shuttle или с помощью западноевропейской транспорт¬
ной космической системы (в составе Ariane V и КС
Hermes).
Перечень основных проектных требований, сформированных
на этапе В разработки полярной платформы, следующий [481:
Параметры рабочей орбиты:
высота, км
600-900
(номинал 850)
наклонение, град
97,4-99,4
(номинал 98,8)
Массовые характеристики, кг:
общая сухая масса
4516
масса полезной нагрузки
2400
масса топлива
3182
общая стартовая масса
10 098
10-1
73
Рис. 24. Полярная космическая платформа (вариант)
74
Электрическая мощность (начальная), кВт
служебных систем
2
оборудования полезной нагрузки
3,6 (среднее)
Параметры системы обработки данных:
скорость передачи информации от
служебных систем, Мбиг/с
1
скорость передачи информации ог
систем полезной нагрузки, Мбиг/с
3 00
Диапазон рабочей частоты
Ku
Номинальный период обслуживания, годы
2
В конструктивном плане полярная платформа будет представ¬
лять собой (рис. 24) совокупность грех основных модулей:
двигательного, служебных систем и целевого оборудования
(полезная нагрузка). Двигательный модуль включает в себя
двигатели и топливные отсеки (топливо двухкомпонентное) и
предназначен для изменения высоты орбиты, а также управ¬
ления пространственным положением. В составе модуля слу¬
жебных систем - полный набор систем (энергопитания, термо¬
регулирования и г.д.), обеспечивающих функционирование по¬
лезной нагрузки, а также обработку и передачу данных. Мо¬
дуль целевого оборудования предназначен для установки обо¬
рудования, обеспечивающего проведение запланированных на
конкретный период исследований. Для смены оборудования в
процессе периодического технического обслуживания модуль
оснащен разъемами по стандарту устройства для смены обо¬
рудования в орбитальных условиях.
Предполагается, что полярная платформа будет запущена с
помощью PH Ariane V, а управление будет осуществляться из
западноевропейского центра управления полетами. Периодичес¬
кое техническое обслуживание платформы, возможно, будет
осуществляться как с помощью КС Space Shuttle, гак и с по¬
мощью КС Hermes. В первом варианте полярная платформа дол¬
жна будет опуститься на высоту около 280 км, где с по¬
мощью, дистанционно управляемых манипуляторов космонавты
проведут цикл технического обслуживания (включая замену
оборудования, дозаправку и г.д.). При этом предус маг рива-
егся работа космонавтов в открытом космосе. Во втором ва¬
рианте (с помощью КС Hermes) весь цикл технического об¬
служивания будет проходить на высоте 600 км. Расчетный
ресурс полярной орбиты с учетом периодического техническо¬
го обслуживания составляет 10 лег.
10-2
75
2.2.3. Автономный лабораторный модуль MTFF
Основной целью создания модуля MTFF является обеспе¬
чение для проведения экспериментов и технологических про¬
цессов условий предельно низкой микрогравитации. В част¬
ности, в требованиях определен уровень гравитации в квази-
сгапионарном режиме 10-6 g.Такие условия на базовой ОКС
Space Station обеспечить практически невозможно из-за воз-
76
Рис. 25. Автономный лабораторный модуль MTFF: а -
общий вид (размеры ’в мм); б - кОмпОново'ГНая схема; 1 -
панели Солнечных батарей; 2 - стыковочный узел; 3 -
двухсекционный герметический отсек; 4 - антенна; 5 -
антенны L— и S -диапазонов; 6 - корпус агрегатного от¬
сека; 7 - устройство для смены оборудования в орби¬
тальных условиях; 8 - радиаторы СОТР; 9 - опорная
конструкция для выведения на орбиту
действия вибраций, перемещения членов экипажа, работы сис¬
темы ориентации и стабилизации и т.д.
К 1988 г. были определены [46, 47] 20 экспериментов
на борту этого модуля, 13 из которых связаны с исследова¬
ниями в обласги материаловедения, а семь - с исследовани¬
ями медико-биологических проблем.
В конструктивном плане автономный модуль представляет
собой совокупность двух взаимосвязанных отсеков, агрегатно¬
го и герметического (собственно лабораторного)(рис. 25).
В задачу агрегатного отсека входит снабжение лабораторного
модуля электрической энергией, обеспечение заданного поло¬
жения в пространстве и связи с остальными элементами ин-
77
фраструкгуры, Лабораторный огсек - герметический, двухсек¬
ционный - предназначен для размещения в нем эксперименталь¬
ного оборудования и проведения в нем экспериментов как в ав¬
томатическом, гак и пилотируемом режимах, В последнем слу¬
чае будут организованы экспедиции посещения экипажем из
двух человек. Для этого планируется возможность стыковки
модуля с любым из грех объектов: ОКС Space Station, КС
Space Shuttle, КС Hennes, а сам модуль оснастить системами,
обеспечивающими необходимые для функционирования лабора¬
тории условия в пилотируемом варианте (СОЖ, система рас¬
пределения электрической энергии и г.д.).
Ниже представлен перечень основных проектных требований,
сформулированных в процессе этапа В разработки программы
Columbus [47].
Параметры рабочей орбиты
высота, км
500
наклонение, град
28,5
Массовые характеристики, кг:
общая стартовая масса
14 000
масса полезной нагрузки
5000
Параметры электрической сеги:
общая электрическая мощность,
кВт
15
средняя электрическая мощность
полезной нагрузки, кВт
напряжение (постоянное) на шинах
5
полезной нагрузки (три независи¬
мые шины), В
150
Уровень гравитации, g
10-6 (< 1 Гц)
10-4 (> 100 Гц)
Точность ориентации, град
0,1
Номинальный период обслуживания,
суг
90
Планируется, чго для запуска лабораторного модуля
MTFF могут использоваться как PH Ariane V, гак и ТКА
Space Shuttle.
В плане дальнейшего развития программы Columbus пред¬
полагается возможность наращивания модуля MTFF путем
добавления к герметическому отсеку дополнительных секдий
и превращения его в постоянно обитаемую ОКС с экипажем
78
из грех человек, которая станет центральным звеном западно¬
европейской инфраструктуры космических средств.
2.2.4. Космическая платформа Eureca
Космическая платформа Eureca рассматривается как уни¬
фицированный космический аппарат со сменной полезной наг¬
рузкой, г.е. ее основой является модуль служебных систем с
достаточно большим ресурсом, на который в процессе меж¬
полетного обслуживания устанавливается целевое оборудование
для относительно кратковременных полетов в космосе. При
этом в первом варианте космической платформы (Eureca-A)
в основном предполагалось установить оборудование для техно¬
логических экспериментов (массой около 1 г), рассчитанное
на функционирование на орбите в течение 6 мес с последую¬
щим возвращением платформы для проведения щгкла техничес¬
кого обслуживания, включая замену целевого оборудования, и
запуска с новой полезной нагрузкой приблизительно через
1,5 года.
В развитие этой программы предполагается создание новой
космической платформы (Eureca—В) с большей массой полез¬
ной нагрузки и большим сроком Функционироваигя на орбите, а
в качестве полезной нагрузки планируется установка обору¬
дования для исследований в областях астрофизики и физики
Солнца.
Ниже представлен перечень основных технических характе¬
ристик обоих вариантов космической платформы Еигеса[49].
Eureca А
Eureca В
Общая масса платформы, кг
4200
4200
Масса полезной нагрузки, кг
1000
до 1200
Электрическая мощность, кВт
общая
5
5
полезная нагрузка
средняя
1.0
0,8 4. 1,0
полезная нагрузка
пиковая
1,5
1,2
Тип СОТР
активная
и пассивная
пассивная
Характеристики системы
обработки данных:
скорость передачи инфор¬
мации, к ПН, кбит/с
1,5
100
79
Рис. 26. Космическая платформа Eureca—А! 1 - зона по¬
лезной нагрузки; 2 - зона служебных систем
емкость системы хра¬
нения данных ПН, Мбит
128
скорость передачи инфор¬
мации на Землю,
кбит/с
256
256
Параметры рабочей орбиты:
высота (круговой орбиты),
км
5 25
в зависимости
от задачи
наклонение, град
28
28
Запас характеристической
скорости, м/с
350
350
Условия по микрогравита¬
ции, g
10“5
(<1 Гц)
10-3
(>100 Гц)
80
Продолжительность функ¬
ционирования ПН, мес.
6
более 12
Общий ресурс, число поле¬
тов (годы)
5 (10)
5 (10)
Продолжительность цикла
межполегного обслужи¬
вания, годы
1,5
1.5
На рис. 26 представлен общий вид космической платформы
Eureca—А с указанием эон полезной нагрузки и служебных
систем.
Дальнейшее развитие концепции космических платформ
предполагает создание на базе Eureca—В космической плат¬
формы космического базирования с увеличением продолжитель¬
ности функционирования полезной нагрузки до 2 лег с техни¬
ческим обслуживанием непосредственно на орбите с периодом
6 мес (для технологического оборудования) и 12 ме<? (для
научного оборудования).
До создания западноевропейской транспортной космической
системы (PH Ariane V + КС Hermes) операции по обс¬
луживанию Космической платформы на орбите планируется про¬
водить с помощью КС Space Shuttle. Для этих целей в
грузовом отсеке КС будут смонтированы узлы для фиксации
платформы, а также предусмотрены соответствующие разъемы
для связи служебных систем космической платформы и систем
КС. В процессе технического обслуживания будут осуществлены
дозаправка емкостей космической платформы рабочими телами
(жидкостями и газами), замена определенной части оборудо¬
вания, проверка функционирования всех систем и проведение по
необходимости ремонтно-восстановительных работ. Для обеспе¬
чения простоты и надежности операций по замене оборудова¬
ния в зоне полезной нагрузки предполагается размещение обо¬
рудования в стандартизованных сменных орбитальных устрой¬
ствах ORV (Orbital Replaceable Units), что позволит
свести все операции по замене к операциям снятия- соответ¬
ствующего числа устройств и замене новыми.
На рис. 27 представлено компоновочное решение модифика¬
ции космической платформы Eureca—В для космического ба¬
зирования с указанием вводимых новшеств.
11-1
81
Рис. 27. Компоновочное решение модифицированной космической платформы Eureca—В:
1 - зона полезной нагрузки; 2 - узел дозаправки топливом и газами; 3 - зона служебных
систем; 4 - модифицированный модуль систем связи и управления; 5 - модифицированная
двигательная установка
82
2.3. Японский экспериментальный модуль JEM
Создание экспериментального модуля JEM (Japanese Expe¬
riment Module) является основным вкладом Японии в
международную программу Space Station [ 50, 51]. Этот
модуль вместе с жилым модулем и лабораторными модулями
США и Западной Европы составит ядро ОКС, в котором будут
сосредоточены основная часть экспериментального оборудова¬
ния и средства управления станцией. JEM состоит из грех
основных конструктивных элементов: герметического отсека,
открытой (негерметической) платформы и ресурсного модуля.
Кроме того, в состав JEM входят два манипулятора с ди¬
станционным управлением и шлюз, через который будут сооб¬
щаться герметический отсек и открытая платформа. На рис. 28
в схематическом виде представлена компоновка эксперимен¬
тального модуля JEM с указанием его основных элементов.
Герметический отсек, непосредственно соединенный с дру¬
гими герметическими модулями ОКС, является по существу
их физическим продолжением и по конструктивно-компоновоч¬
ному решению - типовым лабораторным блоком, предназна¬
ченным для проведения экспериментов, которые предпочти¬
тельно выполнять в герметическом объеме. В частности, в
этом отсеке предполагается установка оборудования для
проведения экспериментов по космическому материаловеде¬
нию, биотехнологии, космической медицине и др. Через этот
отсек буд^г осуществляться энергоснабжение (от соответ¬
ствующей системы ОКС) всего модуля и управление всеми
его ресурсами, а также операциями с оборудованием на
открытой платформе, в первую очередь, посредством дистан¬
ционных манипуляторов, которых для экспериментального мо¬
дуля JEM разрабатывается два [5 21: основной, рассчитан¬
ный на нагрузку массой до 7 г, и вспомогательный, рассчи¬
танный на нагрузку массой до 0,7 г. Основной манипулятор
предназначен для перемещения негерметической платформы
и блока снабжения, а также массивного оборудования дня
проведения экспериментов, а вспомогательный - для опера¬
ций со сравнительно легкими полезными нагрузками. Оба ма¬
нипулятора имеют по шесть степеней свободы и сменные ра¬
бочие органы, рассчитанные на различные операции. Управле¬
ние манипуляторами из герметического отсека может осуще¬
ствляться вручную или в автоматическом режиме. Вспомо¬
гательный манипулятор несет телевизионную камеру, позво¬
ляющую получать трехмерное изображение на дисплее БПВМ.
11-2
83
На открытой платформе планируется установка многочислен¬
ного оборудования для проведения экспериментов в условиях
огкрыгогр космического пространства, в частности, связан¬
ных с наблюдением Земли и других небесных тел, с техноло¬
гическими процессами и Др. Все физические связи платформы
и каналы управления замыкаются на герметический отсек, из
которого по необходимости (через шлюз) могут осуществлять¬
ся замена оборудования, доставка расходуемых материалов и
другие операции по техническому обслуживанию. Конструктив¬
но платформа состоит из двух практически одинаковых легко
соединяющихся частей, что позволяет упростить их выведе¬
ние на борту КС Space Shuttle (планируется, что они бу¬
дут выводиться раздельно и соединяться на орбите).
84
Рис. 28. Экспериментальный модуль JEM: 1 - герме¬
тический отсек; 2 - ресурсный модуль; 3 - манипуля¬
тор; 4 - открытая платформа; 5 - шлюз
Ресурсный модуль предназначен для транспортировки и
хранения в нем расходуемых материалов, запасных частей, об¬
разцов для экспериментов и т.п. Конструктивно модуль вклю¬
чает в свой состав герметический отсек, в котором будут
храниться все транспортируемые грузы, требующие атмосферы;
негерметический отсек для остальных грузов и отсек для газо¬
образных рабочих тел.
Ниже представлены основные технические характеристики
экспериментального модуля JEM по состоянию на середи¬
ну этапа В и должны в связи с этим рассматриваться как
ориентировочные [52]:
Гермети¬
ческий от¬
сек
Ресурсный
модуль
Открытая
платформа
Стартовая масса, кг
15 700
не опреде¬
лена
4000
Сухая масса, кг
11 700
3700
4000
Максимальный диаметр
(высота), м
4
4
2
Длина, м
10
4
8
Объем (площадь) для
установки полезной
нагрузки, м3 (м2)
17
22
(10)
Электрическая мощ¬
ность (макс.)^ кВт
9
Скорость передачи ин¬
формации, кбиг/с
32
Численность экипажа >
чел.
2
Выведение экспериментального модуля JEM планируется
с помощью ТКА Space Shuttle в течение двух полетов: в
первом на орбиту предполагается вывести герметический ла¬
бораторный отсек и одну из частей открытой платформы, а
85
во втором - вторую часть открытой платформы и ресурсный
модуль. Для сборки на орбите предусмотрено использование
мобильного центра обслуживания, разрабатываемого канадс¬
кими специалистами, основной частью которого являются дис¬
танционные манипуляторы^
Для последующих операций снабжения и обслуживания пре¬
дусматривается использование создаваемой в Японии РН Н.П.
2.4. Обоснование параметров орбиты базовой ОКС
и космических платформ
2.4.1. Выбор наклонения рабочей орбиты
Задача выбора наклонения рабочей орбиты ОКС, на борту
которой планируется широкий спектр разнообразных исследо¬
ваний (как эго имеет место в данном случае), является
задачей компромисса между величинами наклонений, наиболее
предпочтительными Для каждого вида исследований, а также
наиболее энергетически выгодных для планируемых транспорт¬
ных средств (чго совпадает, как правило, с критерием эконо¬
мической эффективности). При этом следует иметь в виду,
чго далеко не все исследования имеют свой диапазон предпоч¬
тительных наклонений, для некоторых из них (например, мате¬
риаловедческие эксперименты) наклонение орбиты может быть
произвольным.
Среди других факторов, влияющих на выбор наклонения,
можно указать на долю "обозреваемой земной поверхности и
на условия освещенности СолнцеМ как обозреваемых участков
поверхности Земли, гак самого КА. Последнее особенно важно
при использовании на КА систем энергопитания на базе преоб¬
разователей солнечной энергии.
В процессе исследований этой задачи [33, 53] рассмат¬
ривались орбиты с наклонениями 28,5°; 47°; 57° и ^90°.
Аргументы в пользу каждой из них были следующими.
Наклонение 28.5° наиболее энергетически выгодное с
точки зрения обеспечения транспортных операций, при кото¬
рых запуск осуществляется со стартового комплекса на мысе
Канаверал, гак как соответствует географической широте этой
местности, а, следовательно, затраты на выведение в этом
случае будут минимальными. По ценам 1985 г. (исходя из
стоимости запуска ТКА Space Shuttle 84,3 млн. долл.) сто-
86
имость выведения 1 кг полезной нагрузки на низкую около¬
земную орбиту составляет 2600 долл. С учетом экономичес¬
кой выгоды при запуске орбита с этим наклонением является
базовой для многих межпланетных полетов и высокоэнерге-
гических орбит, откуда КА, выведенные на нее с помощью
ТКА Space Shuttle или любого другого носителя, после
соответствующих подготовительных операций (в том числе и
с использованием средств ОКС) с помощью других транс¬
портных средств, например МТА, переводятся на рабочие ор¬
биты или. траектории межпланетных полетов.
Эго наклонение является наиболее логичным для медико-
биологическиХ исследований, исследований в области астро¬
номии, материаловедения и г.д. Доля обозреваемой земной
поверхности при гаком наклонении составляет 48%.
Наклонение 47° рассматривалось как наиболее пред¬
почтительное с позиции западноевропейских стран - участниц
программы, что объясняется удобствами связи с наземными
станциями, расположенными в Западной Европе.
Наклонение 57° является максимальным при запуске ТКА
Space Shuttle с Восточного полигона. Кроме того, оно при¬
емлемо для целого ряда научных и прикладных исследований,
в частности, навигации, исследования земных ресурсов. Доля
обозреваемой земной поверхности при этом наклонении сос¬
тавляет 86%. Затраты на выведение с помощью ТКА Space
Shuttle оцениваются в 3380 долл./кг [33].
Полярная орбита обеспечивает наилучшие условия для
наблюдения Земли и Солнца, эго относится, в частности, к
метеорологическим исследованиям, исследованиям земных
ресурсов, задачам военного назначения и г.д. Доля обозре¬
ваемой земной поверхности составляет 100%. Она же наибо¬
лее выгодна для КА, использующих в СЭП преобразователи
солнечной энергии. С точки зрения погребной энергетики при
выведении такая орбита требует наибольших затрат, чго ска¬
зывается и на удельной стоимости выведения: для ТКА
Space Shuttle она составляет 6750 долл./кг.
В результате исследований с учетом разделения функций
между базовой ОКС и космическими платформами для базо¬
вой ОКС было выбрано наклонение 28,5°, а для космичес¬
ких платформ, в первую очередь, полярная орбита, а затем
орбиты с наклонением 28,5° (чго объясняется в основном
удобством их обслуживания с использованием ОКС, связи с
ОКС и г.д.).
87
Рис. 29. Грузоподъемность ТКА Space Shuttle в зависи¬
мости от высоты орбиты при прямом выведении:
при использовании твердотопливных ускорителей с корпу¬
сами из композиционного материала^ — при ис¬
пользовании твердотопливных ускорителей со стальными
корпусами
Рис. 30. Время потери высоты орбиты на 18,5 км
в зависимости от высоты рабочей орбиты ОКС
2.4.2. Выбор высоты рабочей орбиты
Задача выбора высоты рабочей орбиты, как и предыдущая,
является задачей принятия компромиссного решения, удовлет¬
воряющего в данном случае наиболее рациональным образом
требованиям со стороны исследований, проводимых на борту
ОКС, транспортных средств, обеспечивающих функционирование
станции, с учетом затрат топлива ОКС на коррекцию орбиты и
88
ряда требований по безопасности (ограничение радиационного
облучения, сведение к минимуму столкновения с частицами
естественного (метеороиды) и искусственного (элементы
конструкций КА и РН, находящихся на орбите) происхождения ).
При оценке энергетических затрат транспортных средств в
исследованиях [54, 55] ориентируются на ТКА Space Shuttle,
который должен будет обеспечить основную долю грузопотока
как в процессе развертывания ОКС, гак и в процессе ее экс¬
плуатации. В этой связи установлено, что в исследуемом ди¬
апазоне высот (от 350 до 500 км) при прямом выведении
затраты топлива с увеличением высоты орбиты увеличиваются
весьма незначительно, по крайней мере не в такой степени,
чтобы этот фактор имел определяющее значение. Для иллюст¬
рации влияния этого фактора на рис. 29 показано изменение
грузоподъемности * ТКА Space Shuttle (при различном
конструктивном исполнении корпусов твердотопливных ускори¬
телей) и изменение числа полетов ТКА (при полной его заг¬
рузке) для обеспечения формирования первичной конфигурации
ОКС, исходя из обшей массы ОКС в такой конфигурации
114 г.
Затраты топлива на коррекцию ОКС определяются в основ¬
ном следующими факторами: плотностью атмосферы в диапа¬
зоне используемых ал сот; аэродинамическими характеристи¬
ками ОКС (в первую очередь коэффициентом лобового сопро¬
тивления); массой ОКС и удельным импульсом корректирую¬
щей двигательной установки.
Первые два фактора определяют темп потери высоты за
счет аэродинамического сопротивления ОКС, и их влияние
принято оценивать временем снижения космического объекта
с рабочей орбиты до определенной наперед заданной высоты
(как правило, небольшой). Для иллюстрации на рис. 30 пока¬
зана зависимость между высотой рабочей орбиты и временем
снижения на высоту 18,5 км ОКС массой около 115 г,
имеющей приведенную площадь миделя 2.3 м^. При этом ис¬
пользовалась в качестве примера модель атмосферы J accnia
[33] на июль 1992 г. Здесь следует обратить внимание на
привязку к конкретному времени, гак как параметры атмос¬
феры изменяются по времени. При этом наиболее существен¬
ным фактором, определяющим изменение плотности атмосферы,
являегся солнечная активность.
12-1
89
* Здесь и далее принимаются в расчет характеристики ТКА
Space Shuttle в начальном варианте (до 25-го полета)
Рис. 31. Ежегодные затраты топлива на поддержание ра¬
бочей орбиты в зависимости от ее высоты
Рис. 3 2. Модель для оценки числа столкновений с облом¬
ками искусственного происхождения различных размеров
В целом упомянутые выше факторы определяют затраты
топлива на поддержание высоты рабочей орбиты, которые име¬
ют тенденцию к резкому снижению с увеличением высоты, на¬
чиная с 350 км. На' рис. 31 приведена в качестве примера за¬
висимость ежегодных затрат топлива на поддержание высоты
90
рабочей орбиты при постоянно работающей корректирующей дви¬
гательной установке с удельным импульсом ~ 3000 Н’с/кг
при нагрузке на мидель — 450 Н/м2 для ОКС массой около
115 г и модели атмосферы на июль 1992 г.
При анализе вероятности столкновения с телами естествен¬
ного или искусственного происхождения установлено, что оп¬
ределяющее значение имеет столкновение с последними, т.е.
с обломками элементов конструкций отработавших КА и РН.
При этом вероятность столкновения с такими телами резко
увеличивается начиная с высоты 500 км. На рис. 32 с прог¬
нозом по числу обломков на 1995 г. показано число попа¬
даний обломков различных размеров в поверхность площадью
«»1000 м^ за 10 лег.
Ограничения по высоте орбиты, связанные с радиацией,
определяются, в первую очередь возможностью захвата радиа¬
ционных поясов, и в соответствии с существующими моделями
[33, 34] для средних наклонений орбит не рекомендуются
для пилотируемых полетов высоты ниже 250 км и выше
600 км, В этом диапазоне зашита от радиации в пределах су¬
ществующих норм обеспечивается конструкцией корпуса жилых
отсеков.
С учетом приведенных соображений для варианта с рабочей
орбитой постоянной высоты предлагается диапазон высот от
300 до 500 км. Если рассматривать варианты с рабочей ор¬
битой переменной высоты, го представляют интерес орбита,
в которой высота уменьшается (до нижнего предела) к моменту
осуществления транспортной операции с использованием ТКА
Space Shuttle и увеличивается (к верхнему пределу) после
ее завершения, а также орбита, в которой высота изменяется
в зависимости от интенсивности солнечной радиации с 11-
легним циклом. Именно такая схема полета, соответствующая
постоянной плотности атмосферы, была принята в конце этапа
В программы Space Station . [34, 56]. По этой схеме
высота полета изменяется от 475 км при максимальной сол¬
нечной активности до 340 км при минимальной солнечной ак¬
тивности. Предполагается, что организация грузопотока с
учетом такой схемы полета будет способствовать снижению об¬
щих расходов на программу.
12~2
91
3. ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТРАНСПОРТНЫХ ОПЕРАЦИЙ
В ПРОЦЕССЕ РАЗВЕРТЫВАНИЯ
И ЭКСПЛУАТАЦИИ ОКС
SPACE STATION
3.1. Наземные перевозки
Проблема транспортировки крупногабаритных конструкций
характерна для многих отраслей, в частности, нефтехимической
(транспортировка крупных резервуаров), энергетической (транс¬
портировка элементов электростанций) и г.д. Однако наиболее
сложной она представляется для ракетно-космической техники,
когда, кроме больших габаритов, выдвигаются жесткие требо¬
вания по "комфортности' транспортировки с гем, чтобы наг¬
рузки в процессе перевозки не оказались расчетными для кон¬
струкции. Изготовление таких конструкций непосредственно
около стартового комплекса по известным причинам нецеле¬
сообразно и здесь, даже как варианг, не рассматривается.
В полной мере эта проблема касается и транспортировки
крупногабаритных конструкций ОКС, число которых около 50,
причем диаметр 36 из них превышает 4,6 м, а, следовательно,
размер (поперечный) контейнера должен быть«*-5,2 м. При
анализе всех видов транспорта, прежде всего, для таких гру¬
зов был исключен железнодорожный транспорт, который не
приспособлен для перевозки конструкций таких габаритов, и,
кроме того, динамические нагрузки в процессе движения пре¬
вышают допустимую для создаваемых конструкций величину.
В принципе для грузов таких размеров приспособлен морс¬
кой транспорт, однако остается проблема транспортировки до
порта и от порта, и, кроме того, перевозка морем требует
дополнительного времени и больших затрат, а также сопряже¬
на со значительным риском. Поэтому такой транспорт можно
рассматривать только на крайний случай.
Автомобильный транспорт может решить эту проблему толь¬
ко частично, т.е. в пределах районов с дорогами, удовлетво¬
ряющими требованиям таких перевозок, в первую очередь по
габаритам.
Остается воздушный транспорт, интенсивное развитие кото¬
рого в последние годы в сторону увеличения поперечного раз¬
мера фюзеляжа обеспечивает решение проблемы транспорти¬
ровки грузов даже больших, чем упомянутых выше, размеров.
И естественно, чго в резульгаге анализа [34] специалисты
пошли на сочетание автомобильного и воздушного транспорта
92
как наиболее рационального для решения проблемы наземных
перевозок.
Однако выявились и некоторые затруднения в этой связи,
в частности, имеющийся в распоряжении NASA грузовой са¬
молет SG практически исчерпал свой ресурс и в случае
планирования его для транспортировки элементов конструкции
ОКС (а необходимость в этом может потребоваться уже начи¬
ная с 1991 г.) необходимо будет предусмотреть установку
новых двигателей и доработку фюзеляжа, что представляется
целесообразным.
Анализ существующего парка транспортных самолетов пока¬
зал, что наиболее приемлемыми для таких целей являются са¬
молеты С—5'А фирмы Lockheed, которая предполагает вы¬
пуск модификаций (С—5'А, СМ), приспособленных для транспорти¬
ровки элементов ракетно-космических конструкций и полезных
грузов. Именно два таких самолета заказали ВВС США для
транспортировки космических грузов военного назначения (пер¬
вый из них должен был быть готов к сентябрю 1988 г., а
второй - к июлю 1989 г.). По заказу ВВС США также пла¬
нировалось изготовление специального транспортировочного кон¬
тейнера, который должен иметь такие же внутренние габариты,
как грузовой отсек КС Space Shuttle, и соответствующие слу¬
жебные системы. Предусмотрены также устройства для конт¬
роля температуры, относительной влажности и механических
нагрузок (статических и динамических).
3.2. Транспортные операции "Земля-низкая орбита"
Основная нагрузка по доставке элементов ОКС на монтаж¬
ную орбиту в процессе развертывания ее первичной конфигу¬
рации, наращиванию до окончательной конфигурации, обеспе¬
чению расходуемыми материалами, доставке на Землю экспе¬
риментальных и промышленных образцов, полученных на борту
ОКС и т.д. планируется на ТКА Space Shuttle^ Уже запланиро¬
вано около 20 запусков ТКА в интересах программы Space
Station.
Ориентация на один носитель предопределяет соответству¬
ющую унификацию элементов ОКС или контейнеров для их дос¬
тавки в смысле однотипности физических связей (крепления
электропневмогидроразъемов и т.д.) налагает ограничения на
габариты и массу транспортируемых в одном полете грузов,
расположение на них силовых элементов, воспринимающих на-
93
грузки в процессе транспортировки, расположение центра масс
транспортируемого груза и г.д.
В грузовом огсеке КС Space Shuttle имеется несколько
опорных точек для крепления полезных нагрузок, предельный
размер которых ограничен расстоянием между передним и
задним основными шпангоутами, определенными точками 582
и 1303 соответственно (индекс точки соответствует рассто¬
янию в дюймах до нее вдоль продольной оси КС, измеряемому
от его передней точки). Точки крепления (рис. 33) располо¬
жены на главных лонжеронах и в нижней части отсека вдоль
осевой линии на фигингах между промежуточными шпангоутами
фюзеляжа. По поперечному размеру (диаметру) имеется огра¬
ничение (4,57 м), которое определяется тепловыми и динами¬
ческими нагрузками. С учетом внешних элементов, имеющихся
94
Рис. 33. Расположение точек крепления полезной нагрузки
в грузовом огсеке КС Space Shuttle |(цифры на рисунке
обозначают соответствующие ординаты в дюймах
[х 25,4 мм]): 1 - основной передний шпангоут; 2 - прост¬
ранство, в котором расположено 172 точки (с интервалом
«-■'100 мм) для крепления; 3 - типовые опоры для вос¬
приятия нагрузок по оси Z; 4 - опоры для восприятия
нагрузок по оси Y; 5 - основной задний шпангоут; 6 -
расположение промежуточных шпангоутов
Рис. 34. Область допустимой центровки (по оси X ) КС
Space Shuttle: 1 - пиния предельного переднего положения
центра масс; 2 - ограничения по массе полезной нагрузки;
3 - максимальная расчетная масса полезной нагрузки
(29,5 г) при выведении; 4 - линия предельного заднего
положения центра масс; 5 - максимальная расчетная мас¬
са полезной нагрузки (14,5 г) при посадке
на герметических модулях, максимальный диаметр корпуса мо¬
дуля ограничен 4,06 м. Распределение массы транспортируе¬
мого груза вдоль продольной оси (X) при характерном
трехгочечном креплении (две точки на главных лонжеронах в
передней части отсека и одна в хвостовой части) определяется
областью допустимой центровки, представленной на рис. 34.
Одной из наиболее ответственных операций в заключитель¬
ной фазе транспортировки является соединение КС и ОКС для
последующего совместного полета. Принято различать две
концепции этой операции: стыковка и причаливание. Под сты¬
ковкой в данном случае понимают соединение двух космичес¬
ких объектов, при котором используются маневренные воз¬
можности (с помощью двигательной установки) одного из объ¬
ектов, а под причаливанием понимают соединение двух косми¬
ческих объектов с помощью манипулятора, установленного на
одном из них. В том И' другом случае на КС Space Shuttle
предусматривается установка стыковочных агрегатов, а на
ОКС - соответствующих ответных узлов. Различие крнцепций
стыковки и причаливания иллюстрируется на рис. 35 и 36
соответственно.
Следует отметить, чго принципиальное различие в концеп¬
циях заключается в значениях кинематических параметров в
момент контакта, а следовательно, и в нагрузках, действую¬
щих на стыкуемые объекты. Ориентировочные значения кине¬
матических параметров для обоих способов соединения приведе-
95
Рис. 35. Конструктивно-компоновочная схема модуля,
обеспечивакхцего стыковку КС $расе Shuttle с базо¬
вой ОКС: 1 - стыковочный агрегат; 2 - стыковочный
модуль; 3 - силовая опорная конструкция; 4 - плоскость
аварийного разделения^ _ адаптер к переходному тон¬
нелю
ны в табл. 3.1, иэ которой следует вывод о более ‘'комфорт¬
ных" условиях при причаливании.
Кроме ТКА Space Shuttle в качестве транспортных
средств, обеспечивающих развертывание инфраструктуры по
программе Space Station, • предполагается использовать од¬
норазовые носители как США, гак и Западной Европы
(Ariane V), а в перспективе и Японии (Н II). При этом из
одноразовых носителей использование Ariane V является
наиболее предпочтительным, с одной стороны, потому чго
для большей части разрабатываемых полезных нагрузок (осо¬
бенно коммерческих) закладывается совместимость с РН это¬
го семейства, а с другой стороны, PH Ariane V рассматри¬
вается в Западной Европе как основное транспортное средство
для обеспечения программы Columbus, часть космических объ¬
ектов которой предполагается использовать совместно в рам¬
ках программы Space Station.
96
Рис. 36. Конструктивно-компоновочная схема системы
причаливания, обеспечивающей соединение КС Space
Shuttle и базовой ОКС: 1 - модуль ОКС; 2 - раздви¬
гаемый переходный тоннель; 3 — стыковочный узел
ОКС; 4 - стыковочный узел КС; 5 - КС Space
Shuttle; 6 - люк-лаз для выхода в открытый космос;
7 - внутренний шлюз КС; 8 - дистанционный манипуля¬
тор; 9 - узел захвата на ОКС; 10 - концевой эффектор
Предполагается, что одноразовые РН будут доставлять
полезную нагрузку не непосредственно на орбиту ОКС, а на
некоторую более низкую промежуточную орбиту, гак как верх¬
ние ступени РН, как правило, не приспособлены для весьма
точного маневра, необходимого для стыковки или причалива¬
ния. Для перехода с промежуточной орбиты на рабочую орбиту
ОКС планируется использование МТА, как существующих гак
и создаваемых [57], В частности, по программе Columbus
усилиями ESA в развитие транспортной космической системы,
основным звеном которой является PH Ariane V, разрабаты¬
вается МТА Ariane (названный как и РН), предназначенный,
в первую очередь, для перевода космических объектов, созда¬
ваемых по программе Columbus, в том числе и модуля (моду¬
лей), который будет пристыкован к базовой ОКС для совмест¬
ного их функционирования, на рабочую орбиту ОКС.
С целью минимизации изменений в конструкцию PH Ariane
и ее головного обтекателя МТА займет место верхней ступе¬
ни L 5, которая предназначена для перевода полезной нагрузки
с орбиты высотой 135 х 300 км на орбиту высотой 300 х
97
13-1
Таблица 3.1
Кинематические параметры относительного положения
при контакте [33]
Параметры
Способ соединения
стыковка
причаливание
Осевая скорость, м/с
0,05-0,15
0,015
Поперечная скорость, м/с
0,6
0,015
Угловая скорость, град/с
0,6
0,1
Боковое смешение, мм
0,23
0,06
Угловое смещение, град
по крену
5
3
по тангажу
6
3
по рысканию
6
3
х 300 км. В отличие от этой ступени МТА 'Ariane не только
выполнит ее задачу, но и обеспечит перевод полезной нагруз¬
ки (с выполнением соответствующей операции фазирования)
на рабочую орбиту базовой ОКС, а также необходимые манев¬
ры сближения и стыковки. На рис. 37 показано место МТА в
составе полезной нагрузки PH Ariane вместе с герметичес¬
ким модулем ОКС, а также компоновочная схема самого МТА.
При избранной схеме перехода с учетом характеристик РН
Ariane V характеристики транспортной космической системы
в целом будут выглядеть следующим образом [58].
Масса полезной нагрузки PH Ariane V
(МТА Ariane и его полезная нагрузка), кг
17 800
Масса топлива и других рабочих тел, кг
1430
Сухая масса МТА, кг
1260
Масса полезной нагрузки на конечной орбите,
кг
15 100
Запас характеристической скорости, м/с
250
Максимальная продолжительность полета, ч
48
98
Рис. 37. Компоновочная схема МТА Ariane (размеры в
mm)J а - место МТА в составе полезной нагрузки РН
Ariane; б - компоновочная схема МТА 'Ariane в расчле¬
ненном виде; 1 - головной обтекатель PH Ariane; 2 - гер¬
метический модуль ОКС; 3 - МТА Ariane; 4 - рама;
5 - опорные элементы для размещения оборудования; 6 -
коническая обечайка; 7 - туннель; 8 - двигатели; 9 - топлив¬
ные баки и шар-баллоны с рабочим телом системы наддува
99
13-2
Предполагается, что МТА Ariane сможет быгь готов к
полету сразу после ввода в эксплуатацию PH 'Ariane V, г.е. в
середине 90-х годов [58].
3.3. Транспоргные операции ,,Орбига-Земляу
в. аварийных ситуациях
В процессе разработки проекта ОКС было признано необхо¬
димым иметь в составе станции спасательный аппарат [34],
предназначенный для экстренной эвакуации космонавтов с ОКС
в том случае, когда для этих целей нельзя будет воспользо¬
ваться КС Space Shuttle. В связи с этим NASA были прове¬
дены поисковые научно-исследовательские рабогы по определе¬
нию облика такого аппарата, получивших на первом этапе ис¬
следований название CERV (Crew emergency rescue vehicle).
В частности, были изучены три типа спасательных аппаратов
CERV, отличающихся, в первую очередь, величиной аэродина¬
мического качества, а именно: аппарат крылатой схемы; спус¬
каемый аппарат, рассчитанный на управляемый спуск, и спуска¬
емый аппарат, рассчитанный на баллистический спуск.
Аппарат крылатой схемы рассматривался научно-исследо¬
вательским центром им. Лэнгли [34]. При его оценке были
отмечены в качестве преимуществ небольшие перегрузки (мак¬
симум 2), что важно при эвакуации заболевших или получив¬
ших травму космонавтов (предполагается возможность эвакуа¬
ции до восьми человек), а также большая маневренность на
участке спуска, что обеспечит аварийный спуск на территорию
США практически с любого витка. В качестве недостатков та¬
кого аппарата по сравнению с аппаратами бескрылой схемы
отмечены большая сложность и высокая стоимость.
Спускаемый аппарат, рассчитанный на управляемый спуск,
аналогичный спускаемому аппарату Apollo, рассматривался
космическим центром им. Джонсона, а фирма Rockwell Internatio¬
nal провела обследование возвращенных на Землю спуска¬
емых аппаратов Apollo (находящихся в музеях США) с точки
зрения возможности восстановления какого-либо из них для
использования в качестве спасательного аппарата.
Как известно, управление на участке спуска такого аппара¬
та осуществляется за счет изменения величины подъемной си¬
лы, что позволяет снижать (по сравнению с баллистическим
спуском) перегрузки до 2,5-3. Благодаря наличию аэродина¬
мического качества (даже относительно небольшого я?0,3-
100
Рис. 38. Компоновочная схема спаса¬
тельного аппарата, рассчитанного на
баллистический спуск: 1 - парашют;
2 - внутренняя теплоизоляция; 3 - ос¬
новная тормозная двигательная установ¬
ка; 4 - резервная тормозная двигатель¬
ная установка; 5 - блоки служебных
систем; 6 - пульт управления
0,4) возможно осуществление маневра для выбора предпочти¬
тельного места посадки.
Модификация существующих спускаемых аппаратов Apollo
представляется достаточно сложной [34]. Действительно, по¬
требуется перекомпоновать внутренний объем аппарата, рас¬
считанный на грех человек, с гем чтобы разместить в нем
как минимум шесть человек. Эго погребуег разработки нового,
укороченного по сравнению с существующим приборно-аг-
регагного огсека. Кроме того, следует иметь в виду, чго в
спускаемом аппарате Apollo давление в герметическом огсе-
ке составляет 35,0кПа (в расчете на использование чисто
кислородной атмосферы), а в герметических обитаемых отсе¬
ках ОКС - 100 кПа (в расчете на близкую к земной атмос¬
феру).
Спускаемый аппарат, рассчитанный на баллистический спуск,
является наиболее простым с точки зрения разработки и наи¬
более дешевым по сравнению с рассмотренными выше вариан¬
тами CERV.. Однако уровень перегрузок при возвращении на
Землю в гаком аппарате весьма высокий (до 7-8). Исключает¬
ся также после . входа в атмосферу возможность выбора мес¬
та посадки. На рис. 38 представлен вариант компоновочной
схемы такого аппарата, рассчитанного на пять человек.
101
4. СОСТАВ ВСПОМОГАТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ
МНОГОБЛОЧНЫХ ОКС
Весьма сложна проблема выбора состава вспомогательных
бортовых систем многоблочных ОКС, в первую очередь систем
энергопитания, терморегулирования, обеспечения жизнедеятель¬
ности экипажа, телеметрии и связи, навигации и управления.
Сложность создания и отработки указанных систем определяет¬
ся многоэлеменгносгью ОКС (а, следовательно, и составляю¬
щих всех систем), высоким расчетным ресурсом всех систем
(10-20 лег), потребностью избытка функциональных характе¬
ристик всех систем в период наращивания ОКС, потребностью
совместимости элементов систем разработчиков различных ор¬
ганизаций, в том числе и международных, потребностью обес¬
печения надежной работы в аварийных ситуациях. Кратко рас¬
смотрим основные особенности некоторых бортовых систем и
методы решения ключевых проблем при их создании.
Одной из важнейших характеристик ОКС является энерго¬
вооруженность. Уже на ОКС Space Station первого этапа мощ¬
ность СЭП достигнет 75 кВт с ростом в течение 10 лег до
300 кВт. Принята комбинированная'схема энергоустановки,
В период полета на орбите, освещенной Солнцем, будут рабо¬
тать солнечные батареи (мощностью 25 кВт) и солнечная ди¬
намическая установка мощностью 50 кВт. Особенностью сол¬
нечных батарей будет использование развертывающихся пане¬
лей с кремниевыми элементами увеличенных размеров с
уменьшенной до 50 мкм толщиной. В дальнейшем возможна
замена батарей на панели из арсенида галлия. Для солнечной
динамической энергоустановки продолжается выбор типа рабо¬
чего цикла (Брайтона или Ренкина) и типа основного тепло¬
носителя. Из возможных форм концентратора солнечной энер¬
гии для нагрева теплоносителя выбрана форма ячеистого пара¬
болоида, в котором контур параболоида выкладывается из шес¬
тиугольных сферических ячеек. К настоящему времени назем¬
ные образцы генераторов мощностью до 600 кВт имеют на¬
работку на отказ, измеряемую десятками тыс. ч. В качестве
буферной энергоустановки, а также источника энергии при
пиковых нагрузках будут применены никель-водородные акку¬
муляторы, которые почти на 30% легче традиционных ни¬
кель-кадмиевых аккумуляторов и обладают практически неог¬
раниченным ресурсом. В целях уменьшения потерь в кабель¬
ных и коммутирующих сетях на боргу ОКС будет применяться
как постоянный, гак и переменный гок с напряжением 440 В
102
(в жилых модулях - до 208 В) с часгогой 400 Гд и 20 кГц
[59-62].
Сложен вопрос выбора предпочтительного варианта системы,
обеспечения теплового режима ОКС. При принятой общей
схеме активного охлаждения необходим анализ эффективности
прямого отвода тепла (когда контур охлаждения целевой по¬
лезной нагрузки подключается к общему контуру системы тер¬
морегулирования ОКС) с вариантами установки целевого обо¬
рудования на охлаждаемые платы.
При нахождении на борту ОКС 10-14 членов экипажа од¬
новременно оказался рациональным переход на практически
замкнутые СОЖ, при предельной массе расходуемых запасов
100-110 кг/чел./мес. При этом обеспечиваются практически
полная регенерация воды, возобновление запасов кислорода
для дыхания (в кислородно-аэотной атмосфере) за счет элект¬
ролиза воды, установка душевых кабин, стиральных агрегатов,
блоков для приготовления пищи из натуральных заморожен¬
ных продуктов, агрегаты для переработки и упаковки отходов.
Для выхода космонавтов в открытый космос разрабатывается
новый тип скафандра и установки для перемещения в космосе,
обеспечивающие существенно большую автономность и мень¬
шее расходование воздуха и компонентов топлива.
Резко расширяются функции системы навигации, управления
полетом и управления работой бортового оборудования. В ее
функции входят управление активными маневрами ОКС на ор¬
бите (в любой фазе сборки и наращивания); обеспечение ориен¬
тации и стабилизации базовой ОКС; управление ходом сов¬
местного полета базовой ОКС и объектов, входящих в инфра¬
структуру ОКС (в первую очередь, космических платформ, ап¬
паратов снабжения, МТА, космонавтов вне ОКС и Др.); управ¬
ление функционированием всех целевых полезных нагрузок;
ориентация солнечных батарей, солнечных концентраторов, ра¬
диаторов ССУГР; управление полетом привязных ИСЗ и плат¬
форм. В контуре системы управления задействовано 3 типа
Б1ДВМ, совместная работа которых обеспечивает минималь¬
ные временные задержки в операциях, требующих обратной
связи. Заложенные алгоритмы управления учитывают нежесг-
коегь ферменных конструкций базовой ОКС, переменность
инерционных характеристик ОКС в процессе функционирования.
В ходе всего полета для базовой ОКС принят единственный
вид ориентации, при которой вертикальные ферменные конструк¬
103
ции направлены на Землю, а основная ферменная конструкция
с пристыкованными к ней жилыми и лабораторными модулями
перпендикулярна плоскости орбитального движения. Благодаря
этому минимизируется расход бортового топлива, а режимы
стабилизации и ориентации обеспечиваются управляющими си¬
ловыми гироскопами. Маневры по поднятию высоты рабочей
орбиты, а также по разгрузке силовых гироскопов предполага¬
ется проводить двигательной системой из 36 двигателей, ра¬
ботающих на кислородо-водородном топливе с получением ком¬
понентов топлива на борту ОКС электролизом воды.
На новых принципах предполагается формирование системы
обработки информации, телеметрии и связи. Передача больших
объемов цифровой, речевой и видеоинформации (свыше
20 Мбит/с уже на первой стадии создания ОКС Space Station)
потребовала разработки программного обеспечения по предва¬
рительной обработке информации на борту ОКС, новых конст¬
руктивных решений по передаче информации внутри ОКС
(включая установку оптоволоконных информационных шин), ис¬
пользования нескольких частотных диапазонов для передачи
информации на Землю и обмена информацией между различными
элементами инфраструктуры ОКС, использования ИСЗ системы
TDRSS для непрерывной ретрансляции информации с ОКС на
Землю. Для более гибкого использования связной системы ОКС
информация со всех подсистем и работающих- полезных нагру¬
зок поступает в унифицированном форматном виде. Система
ключевой зашиты позволит сохранить авторские права на по¬
лучаемую информацию поставщику целевого научного или ком¬
мерческого оборудования.
Наконец, следует отметить, что все без исключения борто¬
вые вспомогательные системы должны иметь в своем составе
микропроцессоры, контролирующие работоспособность каждого
агрегата системы, анализирующие возможные причины отказов
и автоматически переключающие эти агрегаты на резервные
режимы работы, либо сигнализирующие о методах погребной за¬
мены блока или агрегата из числа имеющихся на борту резерв¬
ных ремонтных унифицированных блоков. Подобный подход к
проектированию бортовых систем наряду с существенным рос¬
том безопасности полета позволит высвободить время экипа¬
жу для проведения экспериментов и работы с целевым оборудо¬
ванием.
104
Рис. 39, Обласги оптимального использования различных
типов источников энергии: I - химические динамические
системы; И - аккумуляторы; III - топливные элемен¬
ты; IV - Ядерные Динамические системы; V - солнеч¬
ные динамические системы; VI - солнечные батареи;
VII - радиоизотопные динамические или термоэлектри¬
ческие системы
4.1. Система энергопитания
В функции СЭП входят производство, преобразование, хране¬
ние и распределение электроэнергии по потребителям в ходе
всех фаз полета ОКС. Несмотря на го, что минимум массы
СЭП при заданном энергопотреблении не является решающим
критерием для выбора рациональной СЭП для ОКС, построен¬
ные по этому критерию области предпочтительного применения
гой или иной СЭП в координатах "мощность - время полета'
указывают на зону возможных поисков [59] (рис. 39).
Согласно программе создания ОКС Space Station в ее ин¬
фраструктуру наряду с основной ОКС (многоблочной . схемы)
входят космические платформы, являющиеся значительными
потребителями электроэнергии. Как следует из предваритель¬
ных прорабого* [59-62], СЭП для ОКС Space Station будет
превосходить вер разработанные системы для существующих
КА. Физические размеры СЭП в значительной мере влияют на
геометрию и облик ОКС, оказывают значительное влияние на
массу, управляемость, стоимость ОКС. Определенную сложность
при проектировании СЭП вызывает требование работы на любом
105
этапе сборки ОКС. Некоторые оценки погребной мощности
(кВт) различных элементов ОКС приведены ниже:
Средняя
МОЩНОСТЬ
Пиковая
МОЩНОСТЬ
Пилотируемый блок
— ОКС первого этапа
75
100
- полностью собранная ОКС
300
350
Полярная космическая платформа
- ОКС первого этапа
8
16
- полностью собранная ОКС
15
24
Платформа на компланарной орбите
- ОКС первого этапа
6 .
6
- полностью собранная ОКС
23
23
Большая часть электроэнергии пилотируемого блока ОКС
будет расходоваться на научные и промышленные эксперимен¬
ты, производство материалов и полуфабрикатов. Так, из
75 кВт мощности СЭП для ОКС первого этапа на нужды ПН
пойдет до 50 кВт, а на нужды СОЖ экипажа - не более
25 кВт. Отметим, что ранее на пилотируемых КА эго соотно¬
шение было обратным.
Наряду с требованием работоспособности СЭП в условиях
различной комплектации ОКС при выборе схемы СЭП необхо¬
димо учитывать ее влияние на аэродинамику ОКС, поскольку
полег ОКС будет происходить на высотах 330-460 км в усло¬
виях сравнительно плотной атмосферы. Следующей особен¬
ностью СЭП является требование возможности ее ремонта и
частичной замены в орбитальных условиях с частотой, опре¬
деляемой ресурсом этих элементов.
При выборе варианта СЭП учитываются возможные пи¬
ковые энергетические нагрузки (с превышением пиковой мощ¬
ности над средней более чем на 30%), требования работы
в условиях затенения ОКС Землей (до 36 мин на каждом
витке), требования работы системы в аварийных ситуациях, в
г.ч. при потере ориентации солнечных батарей на Солнце.
С учетом вышеоговоренных требований СЭП должна в оп¬
тимальной степени удовлетворять условиям надежности, мо¬
дульности, безопасности, наращивания характеристик в ходе
106
эксплуагации. Выбор вариантов СЭП должен вестись с учетом
ограничений на располагаемую массу системы и затраты на
разработку и реализацию системы, особенно для ОКС первого
этапа.
На этапе разработок должны пройти технологическую отра¬
ботку многие новые решения, ранее не используемые в пило¬
тируемых КА, такие, как использование повышенного до
150-440 В напряжения в бортовых шинах питания, примене¬
ние преобразователей постоянного напряжения в переменное с
частотой 20 кГц, включение в состав СЭП автономной подсис¬
темы преобразования и распределения электроэнергии.
Основными разработчиками СЭП как для пилотируемых
модулей, гак и платформ, входящих в структуру ОКС Space
Station, являются научно-исследовательский центр им. Льюи¬
са и фирмы Rocketdyne и TRW. При выборе конструктивно-
технологических вариантов СЭП учитывались разнородные тре¬
бования, такие, как возможности ремонта элементов СЭП
внутри пилотируемых модулей, возможность модульной замены
солнечных батарей на платформах, удовлетворение пиковых
нагрузок при работе энергопогребляюших полезных нагрузок
и г.д. В качестве критериев отбора вариантов систем исполь¬
зовался критерий минимальной стоимости СЭП для ОКС перво¬
го этапа при ограничениях на располагаемую массу системы.
Традиционно СЭП разделяется на два основных элемента:
подсистему производства и хранения электроэнергии и подсис¬
тему преобразования и распределения электроэнергии по пот¬
ребителям. С первых этапов разработки ОКС в 1984-1986 гг.
в качестве альтернативных [59] рассматривались: а) система
с солнечными батареями и электрохимическими аккумуляторами
для накопления энергии на борту; б) система с солнечной ди¬
намической энергоустановкой с накоплением тепловой энер¬
гии на борту; в) гибридная система, включающая элементы
вышеуказанных систем. Отметим, чго Ядерные энергоустановки
не рассматривались из-за малой вероятности их отработки к
периоду запуска первой очереди ОКС, а топливные элементы,
очевидно, нерациональны для космических систем с длитель¬
ным (до 30 лег ресурсом).
СЭП с солнечными батареями разрабатывается с учетом
новейших исследований в этой области. В качестве возможных
конструктивных решений предварительно оценивались традицион¬
ные плоские солнечные батареи и батареи с применением кон¬
центраторов солнечной энергии. Для последнего типа батарей
существенно усложняется конструкция, увеличивается погреб-
14-2
107
пая точность ориентации батарей на Солнце, увеличиваются
эксплуатационные расходы на поддержание характеристик бата¬
рей в ходе орбитального полета. В связи с этим преимущест¬
во было отдано плоским солнечным батареям.
При анализе вариантов раскрытия солнечных батарей учи¬
тывались сложность механических систем раскрытия, потреб¬
ность выхода космонавтов в открытый космос для монтажа
батарей, возможность замены модуля солнечных батарей в ор¬
битальных условиях. После успешных экспериментов по раз¬
вертыванию солнечной батареи OAST—I в ходе полета КС
Space Shuttle (STS—4ID) в августе 1984 г., в качестве
основного варианта солнечных батарей для ОКС Space Station
был выбран вариант раздвижной батареи с механизмом, изоб-
1 08
Рис. 40. Панели солнечных батарей ОКС: а - в пол¬
ностью сложенном состоянии; б - в частично развер¬
нутом положении; в-в развернутом положении
раженным из рис. 40. Основной элемент конструкции солнеч¬
ной батареи - раздвижная мачта - состоит из грех эластичных
свернутых в кольцо лонжеронов и системы сгеклопласгиковых
и стальных стержней и растяжек. Отметим, что система под¬
соединения солнечной батареи к корпусу ОКС унифицирована
для пилотируемых модулей и автоматических платформ, что
значительно уменьшило стоимость разработки СЭП в делом.
При выборе типа фотоэлементов для батарей исследова¬
лись материал и физические размеры элементов, контактные
характеристики, типы защитных стеклянных покрытий, мето¬
ды сборки элементов в панели. Несмотря на очевидные преи¬
мущества в удельной энергопроиэводигельносги элементов из
арсенида галлия и их лучшую устойчивость рабогы в услови¬
ях околоземного полета на высогах «м500 км, преимущество
отдано традиционным кремниевым элементам. Меньшая сто¬
имость самих элементов и их монтажа, меньшая масса эле¬
ментов, хорошо налаженная технология производства явились
решающими факторами при выборе основного варианта.
Для выбранных кремниевых фотоэлементов с КПД .12-14%
реализуется конструктивное решение вывода контакта с верх¬
ней части пластины на основание, чго значительно облегчает
процесс сборки батарей. Не предполагается нанесение свето-
отражагельных металлизированных пленок на нижнюю сгорону
фотоэлементов, поскольку эго приводит к перегреву элементов
и снижению их эффективности.
Последние годы разработчики СЭП шли по пути умень¬
шения голщины фотоэлементов, что приводило к уменьшению
стоимости единицы площади поверхности батарей. Снижению
стоимости способствует и увеличение размеров единичного фо¬
тоэлемента. В результате анализа с учетом технологических
факторов для ОКС Space Station выбраны кремниевые фотоэле¬
менты размерами 8x8 см, толщиной 203,2 мкм и толщиной
стеклянного защитного покрытия 152,4 мкм.
Конструктивное исполнение солнечных батарей допускает
размещение фотоэлементов на жесткой и гибкой подложке. В
первом случае традиционно используется грехслойная конструк¬
ция с алюминиевыми сотами между углепласгиковыми пане¬
лями. Наряду с положительными свойствами защиты элемен¬
тов от радиационного излучения и повышенной жесткости дан¬
ная конструкция затрудняет теплоотвод от элементов и более
тяжела по сравнению с гибкими конструкциями. Для ОКС
Space Station выбрана подложка из двух слоев пленки кэп-
гон толщиной по 25,4 мкм каждый, соединенных адгезионной
109
110
Рис. 41. Вариант никель-водородного аккумулятора: 1 - положительный электрод; 2 - подвод
положительного электрода; 3 - сварной кольцевой блок; 4 - блок электродных трубок; 5 - се¬
лективное покрытие; 6 - уплотнение; 7 - прижимная гайка; 8 - отрицательный электрод; 9 -
покрытие; 10 - изолирующее покрытие; 11 - защитное покрытие; 12 - подвод отрицательного
электрода; 13 - концевая плата; 14 - гайка; 15 - цилиндр; 16 - стержень; 17 - кожух; 18 -
полая трубка
Рис. 42. Солнечная динамическая установка по циклу
Ренкина (на толуоле): 1 - приемник; 2 - турбина; 3 -
альтернатор; 4 - насос; 5 - емкость с рабочей жид¬
костью; 6 - конденсатор; 7 - радиатор; 8 - регенера¬
тор; 9 - концентратор
пленкой из полиэстера такой же толщины. Между пленками на¬
носится печатная схема из меди толщиной 35,4 мкм, выводы
которой припаиваются к фотоэлементам, что обеспечивает вы¬
сокую технологичность процесса сборки батареи и возмож¬
ность сворачивания элементов батареи в трубку. Гибкие конст¬
рукции из кэпгона необходимо защищать от воздействия ато¬
марного кислорода, однако конкретные рекомендации по выбо¬
ру типа зашиты будут даны, очевидно, позднее.
В качестве источников накопления электроэнергии на борту
ОКС предполагается использовать никель-водородные аккуму¬
ляторы, отработка которых ведется последние 10 лег. К нас-
111
Рис. 43. Солнечная динамическая установка по циклу Брайто¬
на (гелиево-ксеноновая смесь в качестве рабочей жидкости):
1 - приемник; 2 - турбина; 3 - альтернатор; 4 - компрессор:
5 - аккумулятор; 6 - теплообменник избыточного тепла; 7 -
радиатор; 8 - рекуператор; 9 - концентратор
гояшему времени разработаны никель-водородные аккумуляторы
емкостью до 300 А • ч, числом рабочих циклов разряд-заряд
7 00-1000 при глубине допустимого разряда до 80% за сум¬
марное время эксплуатации 7-10 лет. Для использования этих
элементов на ОКС необходимо, чтобы число рабочих циклов
при разряде 30-35% составите не менее 10 000 при 5-лег-
нем сроке эксплуатации. Конструкция одного из вариантов ни¬
кель-водородного аккумулятора приведена на рис. 41. Возмож¬
ное улучшение характеристик этого типа аккумуляторов ожида¬
ется при внедрении технологии производства биполярных схем
аккумуляторов.
Сравнительный анализ показал, что применение никель-кад¬
миевых аккумуляторов вместо никель-водородных увеличит сто¬
имость разработки и эксплуатации в 2,5-3 раза. Исполь¬
зование рекуперативных топливных элементов соизмеримо по
экономической эффективности с применением никель-водород¬
ных аккумуляторов, однако требует существенно больших объе¬
мов для их размещения.
Солнечная динамическая энергоустановка состоит из че¬
тырех основных компонентов: концентратора солнечной энергии,
теплового приемника и аккумулятора тепловой энергии, блока
преобразования энергии, радиатора. В ходе разработок ОКС
исследовались [ 59 ] два возможных термодинамических цикла
преобразования энергии: цикл Ренкина и замкнутый цикл Брай¬
тона (рис. 42, 43). Если в системе, работающей по циклу
Ренкина, в качестве рабочей жидкости используется толуол, го
в однофазной системе с циклом Брайтона в качестве рабочего
тела используется смесь инертных газов ксенона и аргона.
При выборе рациональной конструкции концентратора учиты¬
вались: технологичность изготовления, характеристики материа¬
лов и оптических покрытий, адекватность получаемых характе¬
ристик требованиям солнечной динамической установки. Воз¬
можные конструктивные варианты концентратора включают в се¬
бя параболоиды системы Кассегрена, рефлекторы и рефракто¬
ры Френеля, мозаичные параболоиды Ньютона.
С учетом потребной площади концентратора, моментно-инер¬
циальных характеристик и технологической простоты в качест¬
ве основного выбран мозаичный йараболоид, разрабатываемый
фирмой Harris по контракту NAS'A:N'AS 3-24670. Параболо¬
идный концентратор будет изготовляться из отдельных плос¬
ких гексагональных элементов, по схеме, данной на рис. 44,
В качестве отражающего покрытия будут использованы сереб¬
ро или алюминий, с защитными пленочными покрытиями из
112
A^Oj+SiC^, которые обеспечат устойчивость к воздействию
атомарного кислорода верхних слоев атмосферы, а также к
воздействию радиационных и ионизирующих космических излу¬
чений.
Для подложки концентратора наиболее вероятно использова¬
ние трехслойных углепласгиковых панелей с сотовым алюми¬
ниевым заполнителем.
Проектирование приемника солнечной динамической энерго¬
установки для ОКС включает в себя: определение формы при¬
емной полости, расчет теплопередачи в приемнике, изучение
методов накопления тепловой энергии, определение характерис¬
тик тепловых аккумуляторов. Из возможных цилиндрической,
конической и полусферической форм приемника была выбрана
наиболее технологичная и дешевая - цилиндрическая. Данная
форма облегчает, кроме того, крепление приемника к тепловым
трубам с жидкомегаллическим теплоносителем.
Среди возможных схем передачи тепловой энергии [59]
анализировались: прямой нагрев рабочей жидкости; нагрев геп-
лоаккумулирующего состава с последующим нагревом рабочей
жидкости; насосная схема подвода тепла от приемника к геп-
113
15-1
Рис. 44. Концентратор с гексагональными панелями:
А - многослойная конструкция; Б - конструктивно-сило¬
вая схема панели; 1, 2 - слои А^О^+SiC>2 (430 нм);
3 — серебро (200 нм); 4 — Al^O^ X 100 нм); 5 —
подслой резины; 6 - грехслойная конструкция с алюми¬
ниевыми стенками и графигоэпоксидными сотами; 7 -
элемент; 8 - ребра жесткости элемента; 9 - поверхность
стыка элемента и панели; 10 - силовая рама гексаго¬
нальной панели
Рис. 45. Приемник ^энергоустановки, работающей по цик¬
лу Брайтона: 1 - выход рабочего тела; 2 - вход рабо¬
чего тела; 3 - многослойная изоляция; 4 - груба с рабочим
телом; 5 - графитовая зашита апертуры; 6 - апертура;
7 - плоскость апертуры; 8 - внешняя силовая конструкция;
9 - шпангоут, поддерживающий грубы
ловым трубам с теплоносителем; подвод тепла от приемника к
теплоносителю с помощью тепловых груб; подвод тепла к теп¬
лоносителю с помощью радиационного теплообменника. В ка¬
честве аккумуляторов тепловой энергии, необходимых для обес¬
печения работоспособности солнечной динамической энергоуста¬
новки в'период захода ОКС в тень Земли, используются соли
щелочных металлов. При охлаждении их расплавов тепловыде¬
ление происходит практически при постоянной температуре, что
облегчает конструктивное решение системы.
Для энергоустановки, работающей по циклу Брайтона, реко¬
мендована смесь солей LiF и CaF2 в качестве теплоак¬
кумулирующего материала. Для энергоустановки, рабогакхцей
по циклу Ренкина, более пригодны расплавы из LiOH.
Один из вариантов конструкции приемника тепловой энергии
для энергоустановки, работающей по циклу Брайтона, приведен
на рис. 45. Приемник имеет цилиндрическую форму, совмещен
с емкостью для аккумулирования тепла. Рабочая жидкость
(смесь ксенона и гелия) входит в приемник через тороидаль¬
ный заборник вокруг апертурного отверстия,проходит по тепло¬
114
вым трубам и поступает на агрегат Брайтона, закрепленный
на противоположном горце цилиндрического приемника. В
случае номинальных условий полета температура рабочей жид¬
кости на вход в приемник составит 809 К и повышается далее
до 1022 К. Каждая труба с рабочим телом окружена теплоак¬
кумулирующим материалом (80,5% LiF и 19,5% CaF2 )•
Закольцовка контейнеров с геплоаккумулирующим материалом
повышает надежность работы системы при отказе единичной
тепловой трубы. Контейнеры и грубы изготовляются из нержа¬
веющей стали марки Haynes 188.
Конструкция приемника для энергоустановки, работающей по
циклу Ренкина, имеет существенные отличия. Цилиндрическая
полость образуется тепловыми трубами с рабочей жидкостью,
превращающейся в пар. Конструкция груб препятствует -пере¬
греву толуола, не допуская деградации его эксплуатационных
характеристик. Испаритель состоит из двух концентрических
труб. Процесс парообразования происходит при температуре и
давлении, превышакхцих критические значения для толуола,
гем самым удается избежать трудностей, связанных с поддер¬
жанием процесса кипения жидкости в условиях микрограви-
гации.
Теплоаккумулирующий материал (LiOH) в данном варианте
хранится в контейнерах их никелевого сплава Ni-201. Рабо¬
чая температура тепловых груб составляет 744,3 К, В номи¬
нальном варианте концентрированный поток солнечной энергии
распределяется по всей длине тепловых груб, причем макси¬
мум тепловых нагрузок приходится на зону вблизи апертурно¬
го отверстия. Рабочее тело тепловых груб - калий.
Установка преобразования тепловой энергии в механическую
и затем в электрическую разрабатывается на основе хорошо
отработанных в NASA и ВВС США технологий. Отдельные об¬
разцы энергоустановок, работающих по циклу Брайтона, мощ¬
ностью 10 кВт прошли успешную отработку в наземных усло¬
виях в течение 38 000 ч непрерывной работы, из которых
3200 ч - в вакуумной камере. Один из возможных конструк¬
тивных вариантов энергоустановки, рабогаюцей по циклу Брай¬
тона, приведен на рис. 46. Рабочая температура на входе в
турбину составляет 977,6 К.
В качестве рабочей жидкости выбрана смесь гелия и ксе¬
нона с молекулярной массой 39,94. Соотношение газов выб¬
рано из условий возможности проведения тестовых испытаний
системы на более дешевом компоненте - аргоне. При выборе
типа преобразователя механической энергии в электрическую
1 15
15-2
предпочтение отдано синхронному двигателю бесколлекгорной
схемы с обмотками внешнего возбуждения, как обеспечиваю¬
щему высокую эффективность и широкий диапазон регулирова¬
ния напряжения путем изменения скорости вращения якоря.
Использование цилиндрических газовых самоусганавливаю-
щихся подшипников обеспечит устойчивость работы генератора
при температурах до 9 22 Kz хорошие пуско-динамические ха¬
рактеристики, устойчивость к ударным нагрузкам.
Аналогичными характеристиками обладают и энергоустанов¬
ки, работающие по циклу Ренкина [59]. Окончательный выбор
элекгромашинного агрегата производится позже, после срйвне-
ния стоимости, надежности, возможностей наращивания эксплу¬
атационных характеристик, степени риска в изготовлении лет¬
ного образца к заданному сроку.
Сброс избытка теплоты может осуществляться радиато¬
ром с подводом нагретого теплоносителя, либо с помощью теп¬
ловых груб. При использовании энергоустановки, работающей
по циклу Ренкина, температуры на выходе достаточно стабиль¬
ны и допускают отвод теплоты к радиатору с помощью тепло¬
вых груб, использующих в качестве рабочего тела аммиак. В
частности, фирма Grumman разработала демонстрационный вари¬
ант тепловых груб длиной 4,6 м, позволяющий огводигь до
15 кВг тепловой энергии при температурах рабочего тела
116
Рис. 46. Блок преобразования энергии по циклу Брайтона:
1 - привод компрессора; 2 - пленочный подшипник; 3 -
блок тягового подшипника; 4 - ротор турбины; 5 - арма¬
тура; 6 - обмотка возбуждения постоянного тока; 7 -
электроразъем
Рис. 47. Структура гибридной СЭП для ОКС Space
Station первого этапа: 1 - модуль солнечной динамичес¬
кой установки мощностью 25 кВт; 2 - преобразователь
частоты; 3 - преобразователь заряда; 4 - накопитель
энергии; 5 - шина контроля постоянного тока; 6 - пре¬
образователь; 7 - разъем от солнечной батареи; 8 - сол¬
нечная батарея; 9 - вентиль дистанционного управления;
10 - аварийный выключатель шины постоянного тока; /8 -
угол ориентации панели солнечной батареи
243-333 К. В этом случае в качестве конструкционного ма¬
териала для тепловых груб и радиатора могут использоваться
алюминиевые сплавы.
Поскольку температуры на выходе энергоустановки, ра¬
ботающей по циклу Брайтона, существенно выше, го в вариан¬
те использования тепловых труб рабочим телом должен быть
метанол, а конструкционным материалом груб и радиаторов -
нержавеющая сталь. Более предпочтительным по массовой от¬
даче решением можег служить использование насосной системы
подачи рабочего тела, при применении в качестве хладагента
- смеси FC -75 и в качестве материала радиатора - алюми¬
ниевых сплавов. Поверхность радиатора будет окрашена белой
эмалью, которая обладает высоким коэффициентом излучения,
стабильностью характеристик в широком диапазоне эксплуата¬
ционных температур, сопротивляемостью к воздействию ато¬
марного кислорода.
Подсистема преобразования и распределения энергии слу¬
жит для подачи электроэнергии к бортовым потребителям, с
обеспечением номинальных и пиковых мощностей, напряже¬
ний и частоты питающих токов. В ходе предварительного
117
изучения анализировались преимущества и недостатки использо¬
вания постоянного тока с напряжением 28 и 150 В, а также
переменного тока с напряжением 440. В и частотой 400 Гц
и 20 кГц. С точки зрения массы системы и величины паразит¬
ных взаимных интерференций электромагнитных полей энерго¬
системы и чувствительных элементов научных полезных нагру¬
зок предпочтительно использование переменного синусоидально¬
го тока с частотой 20 кГц. Уже в 1985 г. был отработан
демонсграционный образец системы преобразования с частотой
20 кГц мощностью 25 кВт.
Возможная схема распределения электроэнергии для гибрид¬
ной СЭП представлена на рис. 47. Постоянный ток с солнечных
батарей, получаемый в период полета ОКС по освещенной Солн¬
цем части орбиты, через систему преобразователей поступает в
блок накопления электроэнергии. Диодная защита предотвраща¬
ет попадание переменных составляющих с аккумуляторов и
солнечных батарей в шину постоянного тока ОКС, Одновремен¬
но с выхода генератора солнечной динамической энергоустанов¬
ки поступает грехфазный переменный ток частотой 400 Гц и
напряжением 44 0 В. Частотный преобразователь на выходе
генератора обеспечивает трансформацию частоты до 20 кГц.
Структура подсистемы распределения электроэнергии по
потребителям двухкилевой ОКС Space Station дана в работе
[62]. К каждой из 10 зон размещения внешних полезных на¬
грузок на ферменных конструкциях осуществляется подвод
электроэнергии по двум силовым шинам. Полезные нагрузки,
работоспособность которых критична к отказам СЭП,должны
подключаться сразу к нескольким выводам системы распреде¬
ления энергии.
Представляет интерес схема распределения электроэнергии
по потребителям, размещаемым в пилотируемых герметичес¬
ких модулях ОКС (рис.48). Каждый из модулей получает пи¬
тание через два независимых электроразъема с трансформа¬
торным преобразователем для зашиты от короткого замыкания.
По критерию стоимости (включая стоимость разработки новых
агрегатов преобразования частоты) система с частотой
20 кГц имеет некоторые преимущества перед аналогичными
системами, работающими на частоте 400 Гц, либо на постоян¬
ном токе.
Кроме стоимостных, массовых и надежностных характерис¬
тик для оценки эффективности различных вариантов СЭП при¬
влекались критерии безопасности экипажа, шумовых и элект¬
ромагнитных воздействий тока. По поражающему воздепстг.чсю
118
Рис. 48. Распределение электроэнергии по пилотируемым
модулям: 1 - модуль JEM; 2 - жилой модуль; 3 - ресурс¬
ный модуль; 4 - лабораторный модуль; 5 - модуль ESA
тока на организм человека наиболее опасным является перемен¬
ный ток с частотой 400 Гд. Кроме того, частота 400 Гц от¬
носится к диапазону звуковых частот, чго создает помехи при
работе экипажа. Чго касаегся электромагнитного воздействия
элементов СЭП, го по сравнению с известным американским
стандартом для военной техники MIL—ST D -461 В влияние
энергосистемы ОКС Space Station на 3 порядка (г.е. в 1000
раз) меньше допустимого. На основе вышесказанного пред¬
почтение было отдано подсистеме распределения электроэнер¬
гии по бортовым потребителям, работающей на частоте
20 кГц.
Наряду с выбором рабочей частоты оценивалась общая схе¬
ма распределения электроэнергии: с радиальными и кольцевыми
токовыми шинами. Несмотря на несколько большую длину, пред¬
почтительным признано использование кольцевых шин, как
более соответствующих структуре расположения энергопотребля¬
ющего оборудования и менее подверженных частичным отка¬
зам.
Основным напряжением выбрана величина 440 В, ограничен¬
ная работоспособностью силовых полупроводниковых элементов.
Для ряда модулей общего назначения в целях безопасности при¬
нято решение снизить напряжение до 208,В. В качестве конст¬
рукционного материала для кабелей сравнивались медь и алюми-
119
ний. Выбор меди обоснован лучшими пластическими характерис¬
тиками и простотой закондовок, при несколько большей сум¬
марной массе кабелей.
С целью минимизации массы и стоимости выбрана схема
индивидуального регулирования напряжения при зарядке каждого
аккумулятора.
Указанные конструктивные решения приняты как для основ¬
ных модулей ОКС, гак и для космических платформ, входящих
в ее инфраструктуру.
Рис.49. Варианты системы энергопитания ОКС Space
Station: А - первый этап эксплуатации; Б - этап наращи¬
вания характеристик ОКС; 1 - солнечные батареи (СБ)
на всех этапах; 2 - солнечные батареи на первом этапе,
солнечные динамические энергоустановки. (СДЭ) на после¬
дующих этапах; 3 - на первом этапе 5 0 кВг-СБ,
25 кВт - СДЭ, на последующих этапах - СДЭ:, 4 - на
первом этапе 37,5 кВт - СБ, 37,5 кВт - СДЭ, напосле-
дующих этапах - СДЭ; 5 - на первом этапе 25 кВт -
СБ, 50 кВт - СДЭ, на последующих этапах - СДЭ; 6 -
на первом этапе 12,5 кВт - СБ, 60 кВт - СДЭ,на после¬
дующих этапах - СДЭ
120
Режимы работы СЭП> изучаемые в ходе проектных прорабо¬
ток, включали варианты использования только солнечных ба-
тарей^ солнечных динамических энергоустановок, а также гиб¬
ридных схем. Во всех вариантах учитывали требования к нара¬
щиванию мощности СЭП до 300 кВт, обеспечению работоспо¬
собности СЭП на ранних стадиях работы ОКС, возможности про¬
ведения пилотируемых полетов уже на ранних стадиях сборки
ОКС. В результате требования обеспечения работоспособности
СЭП на разных стадиях сборки ОКС во всех рассматриваемых
вариангах^СЭП обязательно должны присутствовать солнечные
батареи.
Анализируемые варианты СЭП приведены на рис. 49 с ука¬
занием возможности наращивания мощности с 75 до 300 кВт.
Варианты различаются соотношением мощности солнечных ба¬
тарей и солнечных динамических энергоустановок. Кроме то¬
го, в варианте 5 использованы солнечные батареи уменьшен¬
ной площади, которые предполагается применять также и на
космических платформах. В качестве критериев при отборе
вариантов были использованы: стоимость разработки, общая
стоимость жизненного цикла, степень унификации с ранее
применяемыми СЭП, масса, ремонтопригодность, безопасность
и др. При оценках стоимости жизненного цикла СЭП учитыва¬
лись и погребные полеты КС Space Shuttle по доставке запас¬
ных частей, топлива на коррекцию орбиты. Поэтому очевидна
экономическая предпочтительность вариантов СЭП с солнечными
динамическими энергоустановками, поскольку в этом случае
общее аэродинамическое сопротивление ОКС существенно мень¬
ше, чем при использовании солнечных батарей, и, значит, тре¬
буется значительно меньше топлива на коррекции по поддержа¬
нию высоты орбиты ОКС.
Окончательно принят вариант 5, в котором на начальном
этапе ОКС использованы 4 солнечные батареи от космических
платформ с общей мощностью 25 кВт, никель-водородные акку¬
муляторы и два блока солнечных динамических энергоустановок,
обшей мощностью 50 кВт. Вариант компоновки солнечной ди¬
намической энергоустановки, рабогакхцей по циклу Ренкина,
приведен на рис. 50.
Гибридная СЭП позволит уменьшить суммарное аэродинами¬
ческое сопротивление ОКС, снизит риск отказа СЭП в ходе
эксплуатации, уменьшит расходы на разработку.
16-1
121
Рис. 50. Солнечная динамическая энергоустановка по
циклу Ренкина мощностью 25 кВт: 1 - концентратор;
2 - приемник; 3 - блок преобразования энергии; 4 -
узел поворота по углу /3; 5 - радиатор
4.2, Комплексная система обеспечения
жизнедеятельности и теплового режима
Проблема обеспечения жизнедеятельности экипажа на
ОКС представляется одной из наиболее важных в общем переч¬
не задач, решение которых необходимо как при разработке,
так и в период эксплуатации ОКС [63-65]. Выбор оптималь¬
ного состава и структуры комплексной системы обеспечения
теплового режима и жизнедеятельности (СОТР/СОЖ) для
ОКС является сложной задачей, поскольку уже в настоящее
время число возможных вариантов комплексной СОТР/СОЖ
на базе уже отработанных технологических принципов доста¬
точно велико. Дополнительные трудности в разработке систе¬
мы обусловлены требованиями наращивания инфраструктуры
ОКС в период эксплуатации и переменного числа членов эки¬
пажа на ее борту. Наиболее полно выбор оптимального вари¬
анта комплексной СОТР/1 СОЖ рассмотрен в исследованиях
научно-исследовательского центра им. Лэнгли, проведенных
им совместно с фирмой Kentron International, Inc. [63].
В состав технических требований на СОТР/СОЖ вошли
следующие функциональные задачи системы.
122
1. Поддержание заданного газового состава и давления ат¬
мосферы в гермоогсеках ОКС. Регулирующие устройства дол¬
жны поддерживать содержание в газовой среде кислорода, азо¬
та, углекислого газа, а также сигнализировать о возникнове¬
нии пожара. Предусматривается возможность вентиляции
гермоотсеков со сбросом атмосферы за борт ОКС с последую-
шим наддувом отсека с интервалом замены атмосферы 1 раз
в 90 сут.
2. Внутренняя вентиляция гермоогсеков системой кондицио¬
нирования воздуха, с помощью которой осуществляется удале¬
ние выделяемого экипажем углекислого газа, компенсация
утечек газа в космос, очистка газовой среды от вредных мик¬
ропримесей, контроль бактериальной флоры и акустической об¬
становки в модулях.
3. Регулирование температуры и влажности с помощью не¬
зависимых в каждом гермоогсеке контуров циркуляции воздуха.
4. Водообеспечение, куда входит сбор впагосодержащих
отходов жизнедеятельности экипажа (урины, конденсата влаги),
использованной санитарно-гигиенической воды из душевой ус¬
тановки и умывальников, воды, являющейся продуктом кон¬
версии углекислого газа. Система должна обеспечивать также
предварительную обработку жидких отходов и кондициониро¬
вание регенерированной воды до соответствующих медицинских
норм. Основная функция системы - регенерация воды из жид¬
ких отходов и распределение ее по потребителям.
5. Сбор, обработка и хранение отходов. Нерегене *-
рируемые отходы жизнедеятельности экипажа должны быгь
подвергнуты' предварительной обработке с применением кон¬
сервантов или удалены за борт ОКС.
6. Работа экипажа ОКС в открытом космосе. Комплекс
технических средств, обеспечивающих указанные работы, вклю¬
чает скафандры, подсистемы терморегулирования, устройства
для снабжения космонавтов кислородом, удаления углекисло¬
го газа и паров воды, оборудование для заправки расходуемыми
компонентами. Предусматриваются также шлюзовые камеры и
оборудование для компенсации утечек газовой среды.
7. Аварийные подсистемы и спасательное оборудование по
аварийному обеспечению жизнедеятельности экипажа ОКС в
течение не менее 28 сут. В состав оборудования должны вхо¬
дить подсистемы хранения и подачи газообразного кислорода
и азота для дыхания и наддува гермоогсеков (аварийных убе¬
жищ), средства терморегулирования, удаления углекислого
газа, вредных примесей, паров воды и г.д.
16-2
123
При оценке приемлемости того или иного технологического
варианта учитывались такие факторы, как уровень отработан¬
ности, время создания летного образца, стоимостные затраты.
В качестве критериев отбора использовались следующие: 1) до¬
статочно высокий уровень технической разработки подсистемы
к моменту принятия решения о создании летного образца;
2) низкая начальная стоимость; 3) приемлемая стоимость
длительной эксплуатации на борту ОКС.
Анализ технологических вариантов отдельных подсистем
комплексной СОТР/СОЖ строится на следующих допущениях:
1) производительность рассматриваемого варианта, например
по воде или кислороду, должна браться с запасом с целью
удовлетворения в перспективе потребностей экипажа с увели¬
ченной численностью; 2) начальная численность экипажа ОКС
- 6 чел., расчетная продолжительность работы подсистемы -
10 лег с пополнением расходуемых элементов через 90 суг
при помощи ТКА Space Shuttle; 3) профилактический ремонт
оборудования СТР/СОЖ с заменой отказавших компонентов
может производиться силами экипажа в процессе функциониро¬
вания подсистем на интервале времени между последователь-'
ними доставками расходуемых элементов; 4) начальная
стоимость технологического варианта не включается в состав
эксплуатационных стоимостных затрат.
В качестве параметров каждого технологического варианта
подсистемы обеспечения жизнедеятельности оценивались
эквивалентная масса, начальный объем, стоимость разработку
изготовления и испытаний, стоимость эксплуатации в летных
условиях, общие стоимостные затраты, технологическая готов¬
ность, стоимость выведения на орбиту запасных частей и
расходуемых элементов, стоимость проведения технического
обслуживания и планово-профилактических ремонтов.
Удельные характеристики массопотоков (кг/чел-суг) для
эксплуатации СОТР/СОЖ приведены ниже, с учетом того, чго
парциальное давление кислорода в атмосфере герметических
модулей принято равным 0,238-105 Па, парциальное давление
азота 0,76 • 10^ Па.
Метаболический кислород
0,835
Метаболический углекислый газ
1,000
Питьевая вода
1,86
Метаболическая вода
0,345
124
Расход кислорода при выходе в открытый
космос
0,0681
Выделение углекислого газа при выходе
в открытый космос
0,0817
Вода для приготовления пиши
1,843
Вода для стирки одежды
12,46
Вода для умывальника
1,82
Вода для душа
3,64
Вода для охлаждения скафандра при
выходе в открытый космос *
0,549
Конденсат атмосферной влаги
1,825
Вода для промывки уриноприемников
0,472
Вода в составе урины
1,503
Обезвоженная пиша
0,617
Вода в составе пиши
1,125
Твердый остаток урины
0,059
Твердые отходы жизнедеятельности
0,031
Твердый остаток конденсата атмосферной
влаги/
0,018
Жидкие отходы жизнедеятельности при
выходе в открытый космос *
0,114
Упаковка пищевых продуктов
0,454
Расход активированного угля
0,059
Испарение санитарно-гигиенической
воды
0,436
Испарение воды в процессе приготовления
пиши
0,027
Испарение воды при проведении научных
экспериментов
0,454
* Размерность массопотоков при выходе в открытый кос¬
мос - кг/чел•ч
125
Твердый осадок отработанной воды из
душевой установки
0,200
Твердый осадок отработанной воды из умы¬
вальника
0,055
Потерпи газовой среды из шлюзовой камеры
0,600
Отходы в виде мусора
0,454
Расход воды на проведение научных
экспериментов
2,270
При оптимизации параметров СОТР/СОЖ предполагалось,
что тепловые потоки, выделяемые экипажем в результате ме¬
таболических процессов, составляют 85 Вг/чел. Потери теп¬
лоты обитаемых отсеков в окружающую среду в расчетах не
учитывались. Для анализа вариантов использована специаль¬
но разработанная диалоговая программа ECLSS,. В качестве
исходных данных для рабогы программы были заданы следую¬
щие числовые параметры.
Численность экипажа, чел
6
Продолжительность полета, суг
3650
Время полета между перезаправками ОКС,
сут
90
Массовый эквивалент затрачиваемой при
работе СОТР/СОЖ электрической мошносги,
кг/ кВт
359
Массовый эквивалент отводимой от системы
тепловой мошносги, кг/кВг
109
Удельная сгоимосгь транспортировки грузов
на орбиту ОКС, долл./кг
3520
Удельная сгоимосгь технического обслужи¬
вания на орбите, долл./кг
35
Расчетный комплекс программ ECLSS объединяет метабо¬
лические нагрузки, связанные с физической активностью эки¬
пажа ОКС в полете, с характеристиками соответствующих
технологических вариантов подсистем. В программе возможен
анализ следующих вариантов подсистем регенерации воды и
атмосферы.
126
1. Подсистема регенерации воды - базовый вариант с за¬
пасом воды на борту; метод вакуумной дистилляции со сжати¬
ем паров; метод испарения через селективную мембрану с тер¬
моэлектрической утилизацией теплоты; метод воздушного ис¬
парения; метод дистилляции с испарением аммиака в паровой
фазе; методы мульгифильтрации и гиперфильграции.
2. Подсистема регенерации атмосферы - базовые варианты,
основанные на бортовых запасах гидроокиси лития, воды и
кислорода; очистка атмосферы от углекислого газа с исполь¬
зованием регенерируемых сорбентов; очистка атмосферы от
углекислого газа с использованием твердых аминов; очистка
атмосферы с использованием электрохимических методов; ме¬
тод каталитического гидрирования углекислого газа (процесс
Сабатье); метод электролиза воды с использованием в качестве
электролита твердых полимеров; метод электролиза воды со
статической подпиткой электролитом.
При выборе рекомендуемого в состав СОТР/СОЖ техноло¬
гического варианта подсистемы важное значение имеет уровень
состояния разработки конкретного варианта, оцениваемый в
программе по восьмибалльной шкале от 1,Q (известны лишь
основные принципы технологии) до 8,0 (подсистема находится
в летной эксплуатации). Всего комплекс вычислительных прог¬
рамм охватывает описание 48 подсистем, из которых 42 яв¬
ляются основными функциональными звеньями/а 6 - статичес¬
кими элементами (хранилища бортовых запасов азота и кис¬
лорода). Синтез оптимального состава и структуры комплекс¬
ной СОТР/СОЖ осуществляется программой CTIP.
В результате выполненного в научно-исследовательском
центре им. Лэнгли расчетно-теоретического исследования
[63], показано, что рациональный вариант комплексной СОТР/
СОЖ должен иметь следующий состав подсистем.
1. Звено регенерации кислорода: а) очистка воздуха от
углекислого газа с его последующей концентрацией - при по¬
мощи электрохимической подсистемы с водородным деполяри¬
затором; б) каталитическое гидрирование углекислого газа;
в) электролиз воды со статической подпиткой электролизера
жидким электролитом.
2. Звено регенерации воды: а) получение регенерированной
воды из урины или жидких отходов всех типов - при помощи
дистилляционной системы с замкнутым воздушным циклом;
б) регенерация отработанной санитарно-гигиенической воды и
конденсаты атмосферной влаги - при помощи подсистемы, ре¬
ализующей метод мульгифильтрации.
127
Таблица 4.1.
Звено регенерации воды
Подсистема
мупъ гифипъг-
рации
262
0,768
5.4
Подсистема
дистилляции
с замкнутым
воздушным
ПИКЛОМ
7870
7,9
5,4
Звено регенерации кислорода
Электроли¬
зер со ста¬
тической
подпиткой
482
о;133
5,4
Реактор
Сабатье
114
0,295
5, 4
Подсистема
электрохи¬
мической
очистки и
концентри¬
рования СС>2
265
0,381
5,3
X. Состав комплекс-
\ной СОТР/СОЖ
Характеристики^.
Эквивалентная масса,
кг
о
Начальный объем, м*-*
Степень технологической
готовности (по 8—балль¬
ной шкале)
128
Стоимостные затраты на цикл исследования и разработок
по звену регенерации кислорода оцениваются в сумме
14,66 млн. долл, (по курсу 1984 г.), что допустимо при
планируемом ресурсе 10 лег. Затраты по звену регенерации
воды составляют 6,93 млн. долл., что существенно ниже, не¬
смотря на высокую сложность отработки подсистем, работаю¬
щих по принципу утилизации тепловой энергии, выделяемой в
атмосферу аппаратурой и служебными системами ОКС. В го
же время подсистема регенерации воды, основанная на про¬
цессе дистилляции с замкнутым воздушным циклом, является
единственным типом подсистемы, обеспечивающим 100%-ную
регенерацию воды из жидких отходов, поэтому ее применение
весьма целесообразно.
Некоторые технические характеристики оптимального вари¬
анта комплексной СОТР/СОЖ, рекомендуемой для примене¬
ния на ОКС Space Station с наращиваемой инфраструктурой,
приведены в габл. 4.1.
Отметим, что средний балльный уровень технологической
отработанности систем 5, 4 соответствует конструкторско-
доводочным испытаниям на фирмах-субподрядчиках и испыта¬
ниям первых образцов в NASA.Кроме того, подсистема дис¬
тилляции с замкнутым воздушным циклом имеет значительные
эквивалентную массу и начальный объем, поэтому, несмот¬
ря на ряд преимуществ эксплуатационного характера и воз¬
можности полной регенерации воды, ее планируется использо-
вагв. на этапах расширения инфраструктуры ОКС и увеличения
численности экипажа до 12 чел.
На первых этапах эксплуатации ОКС вместо подсистемы
с воздушным циклом можег быгь использована подсистема
регенерации воды, основанная на методе вакуумной дистил¬
ляции со сжатием паров со следующими характеристиками:
эквивалентная масса 1765 кг, начальный объем 2,2 м3, сте¬
пень технологической готовности 5,4. Обе подсистемы харак¬
теризуются одинаковыми стоимостными затратами на этапах
проектных исследований, разработки, изготовления, испытаний
и доработок конструкции, но на этапе эксплуатации подсистема
с вакуумной дистилляцией будет обходиться в 1,7 раза дороже,
чем подсистема дистилляции с замкнутым атмосферным циклом.
Предполагается, что СОТР/СОЖ будет состоять из двух иден¬
тичных групп подсистем и размешена в двух отсеках, причем про¬
изводительность каждой группы подсистем рассчитана на 6 чел.
Увеличение массы, объема, стоимостных затрат для ОКС в
этом случае составляет соответственно 775 кг, 2,78 м3 и
17-1
129
20 млн. долл. Подобная компоновка обеспечит также возмож¬
ность легко увеличить численность экипажа ОКС до 12 чел.
4.3. Система обеспечения теплового режима ОКС
Система обеспечения теплового режима ОКС Space Station
включает в себя пассивные и активные элементы, обеспечиваю¬
щие необходимые уровни температур всех агрегатов ОКС, раз¬
мещаемых как в герметизированных, так и в негермегизирован-
ных модулях и отсеках ОКС. Наиболее ответственной является
часть СОТР, обслуживающая пилотируемые модули, а также
центральный сборочный узел и ресурсные гермоогсеки [66,67].
Данная часть СОТР включает в себя контуры отвода и пе¬
редачи теплоты, подсистему сброса теплоты и подсистему пас¬
сивного терморегулирования. К подсистеме отбора избыточной
теплоты в модулях ОКС подключены солнечные коллекторы,
морозильники бортовой СОЖ.
Подсистема сброса теплоты обеспечивает либо местный
сброс теплоты с помощью сублиматоров и радиаторов, либо
местный подвод теплоты с помощью коллекторов солнечного
излучения.
Среди различных проблем СОТР на проектной фазе В на¬
ибольшего внимания заслужили следующие [66]: выбор ме¬
тода теплопередачи для контура отвода теплоты, конструкция
внешних радиаторов, метод отвода теплоты от модуля вспомо¬
гательного оборудования. На стадии проектирования проведен
сравнительный анализ эффективности одно- и двухфазных сис¬
тем теплопередачи по критериям технической и экономичес¬
кой предпочтительности.
Основными преимуществами двухфазной системы являются
практически изотермический процесс сброса теплоты и срав¬
нительно малая погребная мощность насосов. Однако следует
помнить, что в пилотируемых гермоогсеках использование в
качестве теплоносителей токсичных жидкостей запрещено. По¬
этому практически единственным доступным теплоносите¬
лем может быть вода, которая имеет существенные недостат¬
ки при использоаании ее в качестве теплоносителя в двухкон-
гурных СОТР (плохая совместимость с конструкционными ма¬
териалами, малая плотность и давление паров воды в диапазо¬
не рабочих температур, трудность; отработки системы в назем¬
ных условиях). Одноконтурные СОТР с водяным теплоносите¬
лем в настоящее время достаточно хорошо отработаны и срав¬
нительно дешевы.
130
С целью облегчения условий работы СОТР оыли выявлены
полезные нагрузки с малым допустимым диапазоном рабочих
температур, термостатирование которых в ходе экспериментов
будет осуществляться автономными подсистемами поддержа¬
ния тепловых условий. В ходе проектных проработок фазы В
оценивались суммарные экономические затраты на разработку,
создание и отработку СОТР. При этом выявлена очевидная
экономическая предпочтительность одноконтурных СОТР. Одна¬
ко продолжаются рабогы и над двухфазными системами 166].
По заданию центра космических полетов им. Маршалла фирма
Boeing 'Aerospace осуществляет разработку двухконгурных
СОТР для герметических модулей ОКС следующего поколения.
Предварительные проработки показали рациональность сбро¬
са избыточной теплоты через радиаторы, устанавливаемые не¬
посредственно на внешней поверхности корпуса модулей ОКС.
Данное техническое решение обеспечивает работоспособность
системы для ОКС первого этапа, облегчает работу основного
радиатора, одновременно улучшает прогивометеороидную за¬
щиту герметических отсеков. Удельная масса единицы площади
радиатора, конструктивно совмещенного с прогивомегеороидной
зашитой, не превысит 1,71 кг/м^. Однако окончательное ре¬
шение об установке радиаторов на каждый модуль будет сделано
позднее, поскольку до конца не обоснована экономическая эф¬
фективность подобной конструкции.
Отдельно рассматривается вопрос о поддержании теплового
режима ресурсных модулей (Logistics module). В ходе пред¬
стартовых наземных проверок и подготовки его термостати¬
рование будет осуществляться наземными средствами. На эта¬
пе выведения на орбиту ИСЗ поддержание теплового режима
модуля реализуется СОТР космического самолета. Наиболее
сложен этап полета модуля от выведения его из грузового от¬
сека КС до момента стыковки с ОКС и подключения его к
СОТР ОКС, длительность которого можег составить до 8 ч.
В качестве альтернативных методов сброса теплоты предло¬
жены: радиатор на внешней поверхности, аккумуляторы теплоты,
выпаривание воды, сублиматоры. При суммарном внутреннем
тепловыделении модуля 2300-2700 Вт наименьшей массой
обладает СОТР с сублиматором (130,5 кг), который и реко¬
мендован в качестве основного варианта.
Некоторые основные характеристики СОТР ОКС первого
этапа приведены в табл. 4.2
Подсистема отвода wпередачи теплоты включает в себя
независимые конгуры теплопередачи в каждом герметическом
17-2
131
Т а б л и ца 4.2
Подсистема
Масса
в рабо¬
чем
состоя¬
нии,кг
Сухая
масса,
кг
Объем,
м3
Мощ¬
ность,
Вт
Отвод и передача теплоты
- жилого модуля
1583
1464
0,73
838
- лабораторного модуля
1040
971
0,82
356
- дополнительных полезных
нагрузок в гермоогсеке
329
270
0,23
608
- ресурсного узла
719
693
0,59
714
- подвод теплоты к радиа¬
тору
552
489
1,13
565
- подвод теплоты к низко¬
температурному радиатору
390
367
0,59
3 20
Всего
4613
4254
4,09
3401
Сбор и отвод теплоты
- низкотемпературный ради¬
атор
78
78
1,13
—
- сублиматор
116
69
0,23
305
Всего:
194
147
1,36
305
Пассивное терморегулиро¬
вание
1
- теплоизоляции
357
357
12,75
-
- покрытия
205
205
-
-
Всего
562
562
12,75
-
Итого
5369
4963
18,19
3706
132
Рис. 51. Схема переноса тепловых потоков в блоке
пилотируемых модулей ОКС Space Station: 1 - ресурс¬
ный узел 2; 2 - шлюзовая камера 2; 3 - ресурс¬
ный модуль (разработки США); 4 - жилой модуль;
5 - ресурсный узел 4; 6 - ресурсный узел 3; 7 - вто¬
рой ресурсный модуль; 8 - лабораторный модуль (раз¬
работки США); 9 - шлюзовая камера 1; 10 - ресурс¬
ный узел 1; 11 - лабораторный модуль Columbus ;1 2 -
японский экспериментальный модуль JEM
модуле ОКС. Наряду с элементами данной подсистемы, пере¬
численными в табл. 4.2, в подсистему могут войти контуры
охлаждения коллектора солнечного излучения, закрепленно¬
го на внешней поверхности модуля. Как отмечалось выше,
радиаторы могут и не включаться в СОТР каждого гермети¬
ческого модуля , Распределение основных элементов данной
подсистемы по модулям ОКС Space Station показано на
рис. 51. Работа каждого контура управляется собственным
133
микропроцессором, входной информацией в котором являются
показания датчиков давления, температуры, расхода жидкос¬
ти. Все компоненты системы, которые могут потребовать
обслуживания и замены в ходе полета (насосы, клапаны, тепло¬
обменники, охлаждаемые платы и т.п.), выполняются в корпу¬
сах из нержавеющей стали с бысгрораэъемными соединениями.
Все насосы резервируются.
Контур отвода избыточной теплоты подсистемы представля¬
ет собой традиционный однофазный водяной контур с насосом,
отбирающим избыток теплоты от служебных подсистем и по¬
лезных нагрузок и передающих его двум центральным шинам
теплообменников (с температурой 1,7°С и 21,1°С). Как вид¬
но из рис. 52, контур с мощностью теплоотвода до 25 кВт
состоит из основной цепи, обслуживающей все оборудование,
и резервной цепи, охлаждающей только служебные подсистемы
модуля. В каждую цепь входят два блока насосов, клапаны,
134
Рис. 5 2. Контур сброса избыточной теплоты пилотируемо¬
го модуля: 1 - шина с температурой 21,1°С; 2 - шина
с температурой 1,7°С; 3 - основной контур; 4 - вто¬
ричный контур; 5 - экспериментальные полезные нагруз¬
ки с номинальной температурой; 6 - нагрузки ОКС с но¬
минальной температурой; 7 - экспериментальные полезные
нагрузки с малым перепадом температуры; 8 - кондицио¬
нирование кабины; 9 - экспериментальные нагрузки с по¬
ниженной температурой; 10 - насос
Рис. 53. Контур переноса тепловых потоков в присоединенных герметических модулях
полезной нагрузки: 1 - кран ручного управления параметрами потока; 2 - центральный
радиатор контура с температурой 1,7°С; 3 - центральный радиатор контура с темпера¬
турой 21,1°С; 4 - быстро разъемное соединение; 5 - шлюзовая камера; 6 - присоединен¬
ная полезная нагрузка; 7 - ресурсный узел; 8 - модуль; 9 - ресурсный модуль
135
приборы контроля, теплообменник от наземной системы обслу¬
живания, а также широкая номенклатура теплообменных поверх¬
ностей.
Контур обеспечивает охлаждение агрегатов до двух темпе¬
ратурных уровней: номинального ~ 23,9°С и пониженного
4,4-10°С. Подобные уровни температуры обеспечиваются во
всех рабочих зонах модуля. В двух рабочих зонах возможно
поддержание температуры в узком диапазоне 22,2-25°С при
тепловыделении аппаратуры до 1,8 кВт.
В лабораторном модуле ОКС Space Station будет установлен
аналогичный контур, из которого исключаются элементы резерв¬
ной цепи [67].
Подстыковываемые к основным герметические модули
ОКС (в том числе шлюзовые камеры, ресурсные модули, окси-
генизационные камеры и др.) имеют однофазные водяные кон¬
туры охлаждения, выходы которых через быстро разъемные сое¬
динения на плоскости стыковочного узла подсоединяются к
магистралям основных модулей. Пример подобного подсоедине¬
ния приведен на рис. 53.
Подсистема сброса теплоты включает в себя основные и низ¬
котемпературные радиаторы, коллектор солнечного излучения и
сублиматор на ресурсном модуле. Радиатор и коллектор солнеч¬
ного излучения конструктивно выполнены из большого числа
независимых тепловых груб, закрепленных на прогивомегеоро-
идном экране. Выбор тепловых груб вместо традиционной на¬
сосной системы подачи объясняется более высокой надежностью
радиатора при частичном пробое микромегеороидным потоком.
Общая площадь радиаторов на каждом из основных модулей
ОКС Space Station составит 126 м2. С внешней стороны ра¬
диатор будет покрыт посеребренным тефлоном с коэффициен¬
том солнечного поглощения а$ = 0,08 и степенью черно¬
ты в инфракрасном диапазоне = 0,8. При оценках эффектив¬
ности теплоотвода радиатором предполагалось, чго коэффициент
as в ходе эксплуатации может ухудшиться до значения
0,2.
Низкотемпературные радиаторы должны обеспечить уровни
рабочих температур -70 и -23,3°С, в морозильниках и 2,2°С
в холодильниках, в которых будут размещаться многочислен¬
ные биологические препараты и образцы, а также пиша космо¬
навтов. В настоящее время часть морозильников и холодиль¬
ников включена в состав СОЖ ОКС, и низкотемпературный
радиатор должен обеспечивать для них температурный уровень
-28,9°С.
136
Рис. 54. Конструкция модуля и ресурсного узла ОКС
Space Station: 1 -противомегеороидный экран; 2 - изоля¬
ция из фибергласса; 3 - стойка; 4 - гермооболочка;
5 - многослойная изоляция; 6 - вафельная конструкция
герметической оболочки
Конструкция сублиматора (массой 69,4 кг, не считая
расходуемой воды) заимствована из аналогов, прошедших лет¬
ную отработку на PH Saturn IB и Saturn V. Сублиматор при
расходе 15,8 кг воды обеспечивает сброс 2600 Вт тепловой
энергии в течение 8 ч.
Закрепляемые на поверхности герметических модулей кол¬
лекторы солнечного излучения в ряде вариантов ОКС [67]
служат для нагрева воды в СОЖ. В качестве покрытия кол¬
лектора используется черненый никель с ag/ew = 0,9/0,15.
Подсистема пассивного терморегулирования включает в се¬
бя теплоизоляцию, тепловые мосты и внешние теплозащитные
покрытия и должна обеспечить приемлемый тепловой рановес-
ный режим между внутренними и внешними поверхностями гер-
18-1
137
Рис. 55. Конструкция многослойной экранно-вакуумной
теплоизоляции: 1 - внешняя оболочка из ткани Beta;
2 - усиление края обшивки внешней оболочки; 3 - за-
конновка оболочки цля подсоединения к войлочной прок¬
ладке; 4 - внутренний разделитель из войлока Nomex
между пленками кэпгон, с двухсторонней алюминизацией;
5 - разделитель из дакрона, 20 слоев; 6 - противора¬
диационная прокладка из пленки кэпгон с двухсторон¬
ней алюминизацией, 20 слоев
моогсеков. Возможная схема крепления теплоизоляционных
покрытий с учетом установки прогивомегеороидного экрана
показана на рис, 54. Фиберглассовая изоляционная прокладка
между фитингом и экраном уменьшает кондуктивные тепловые
потоки. Многослойная экранно-вакуумная теплоизоляция
(ЭВТИ) уменьшает радиационный тепловой поток внутрь гер¬
метических модулей.
Среди анализируемых внешних покрытий (анодируемый алю¬
миний, посеребренный тефлон, белая эмаль Chemglase 'А -276,
эмали MS 74 и Z-93) предпочтение отдано посеребрен¬
ному тефлону, хорошо зарекомендовавшему себя в предшеству¬
ющих космических проектах и хорошо сохраняющему опти¬
ческие характеристики и е^.По результатам предшест¬
вующих разработок предполагается, чго коэффициент ag будет
ежегодно ухудшаться примерно на 0,02.
Конструкция ЭВТИ, рекомендованной для ОКС Space Station,
представлена на рис. 55. Каждые 20 слоев гонкой пленки
(майлара или кэпгона), покрытых золотом или алюминиевым
слоем, разделены дакроновой прокладкой. Сверху пакег ЭВТИ
обшиг тефлоновым чехлом с подкладкой войлока Nomex. Анало¬
138
гичная конструкция ЭВТИ уже применялась на космической ла¬
боратории Spacelab и показала хорошие эксплуатационные ха¬
рактеристики.
4.4. Система управления ОКС
Одной из важнейших служебных систем ОКС является сис¬
тема управления (СУ), разработки которой ведутся свыше
9 лег [68-74]. При этом исследуются принципы управления
и технические средства для систем ориентации и стабилизации
ОКС модульной конструкции различных конфигураций.
Для создания надежных и точных систем управления, ори¬
ентации и стабилизации крупногабаритных нежестких объектов,
каким является ОКС,необходимы знания динамических ха¬
рактеристик конструкций в невесомости. Несмотря на го, чго
эги характеристики могут быть смоделированы расчетными
и экспериментальными методами в наземных условиях, степень
их неопределенности остается достаточно большой, чго при¬
водит к необходимости использования таких новых методов уп¬
равления, как идентификация системы и адаптивное управление.
Стабилизация положения крупногабаритных нежестких элемен¬
тов конструкции, таких, как панели солнечных батарей, подвер¬
женных воздействию изгибных колебаний и динамических возму¬
щений во время стыковки с обслуживающими КА, также требу¬
ет применения новых эффективных методов распределенного
управления.
Вследствие значительных габаритов конструкции ОКС важ¬
ное значение приобретают и кваэисгагические возмущения, к
числу которых относятся аэродинамическое сопротивление верх¬
них слоев атмосферы, крутящие моменты от сил гравитацион¬
ного градиента, изгибно-кругяшие моменты от приводов сле¬
дящих систем солнечных батарей и астрофизических по¬
лезных нагрузок. Аналогичные возмущения могут вызывать пе¬
ремещение экипажа, сборочные операции на борту ОКС, стыко¬
вочные операции транспортных КА. Для парирования этих воз¬
мущений, являющихся существенно неопределенными и случай¬
ными по своей природе, также весьма перспективными предс¬
тавляются методы идентификации системы и адаптивного
управления.
Одним из основных принципов создания новой системы уп¬
равления является модульность ее архитектуры, чго позволит
учесть изменяющуюся в процессе эксплуатации конфигурацию
ОКС и соответствующие изменения требований к самой систе¬
ме управления. Сама по себе задача построения системы уп¬
18-2
1.39
равления модульной сгрукгуры являегся достаточно сложной,
поскольку традиционные методы проектирования СУ основаны
на точном описании характеристик объекта управления и дей¬
ствующих на него возмущений, а для ОКС наращиваемой струк¬
туры априорное описание этих характеристик возможно, в луч¬
шем случае, приближенно. С целью обеспечения развития
инфраструктуры ОКС с малыми ограничениями со стороны СУ
следует использовать метод одновременного проектирования
конструкции ОКС-»и системы управления.
К основным функциям СУ должны быгь отнесены: решение
задач ориентации и стабилизации, управление количеством
движения ОКС, обеспечение возможности наращивания инфра¬
структуры ОКС, парирования возмущений случайного и непре¬
рывного характера, управление движением ОКС И транспорт¬
ных аппаратов в период сборочно-обслуживакхцих операций,
обеспечение требуемых режимов ориентации и стабилизации
для многочисленных полезных нагрузок, размещаемых на ОКС.
Обеспечение этих функций требует, в первую очередь, реше¬
ния задач ориентации и стабилизации протяженных сборных
конструкций, модульной сгрукгуры управления кинегическим
моментом ОКС с учетом наращивания ее инфраструктуры, а
также согласования алгоритмов рабогы подсистем наведения
и управления отдельных элементов конструкции.
Методы адаптивного управления должны позволить реализо¬
вать управление ОКС наращиваемой инфраструктуры. Пос¬
кольку непрерывное изменение инерционно-массовых характе¬
ристик ОКС и условий ее функционирования приводит к неус¬
тойчивости традиционных систем управления с единственной
рабочей точкой, го именно перспективные методы адаптивного
управления должны обеспечить достаточный запас устойчивос¬
ти. Простейшим из таких методов являегся программное пере¬
ключение цепи обратной связи, уже опробованное в контуре
управления КС Space Shuttle. К недостаткам метода относят¬
ся повышенные требования к датчикам, а также проблемы обес¬
печения устойчивости, возникающие при быстрой смене режимов.
Более совершенными, чем алгоритмы программного переклю¬
чения обратной связи, являются параметрические адаптивные
методы, позволяющие в более удобной форме реализовать
необходимые управления и более эффективно использовать
базу данных идентификации систем. В рамках исследовательс¬
кой программы NASA конечной целью разработки адаптивного
управления являегся построение алгоритмов, работоспособных
в условиях неопределенности значений основных харакгерисгик
140
ОКС, таких, как масса, моменты инерции, компоновка, суммар¬
ный кинетический момент.
Исследования в области идентификации систем применитель¬
но к ОКС направлены на разработку методов оценки в реаль¬
ном масштабе времени критических значений таких парамет¬
ров ОКС, как массовые и инерционные характеристики, дина¬
мика внутренних и внешних возмущений, а также характерис¬
тики нежесгкосги. При этом следует иметь в виду, чго воз¬
можность отслеживания перечисленных групп критических па¬
раметров является основой применения любой разновидности
методов адаптивного управления. Возможность контроля в
реальном масштабе времени критических параметров весьма
полезна также и при решении задач стабилизации ОКС, управ¬
ления вектором тяги двигательной установки (ДУ) и г.д.
Идентификация динамических параметров конструкции является
решающим фактором при управлении колебательными движени¬
ями нежестких конструкций. Среди методов идентификации
систем наиболее применимы [68] методы Гаусса-Маркова для
оценки действительного положения центра масс по данным
датчиков ускорения, методы максимального правдоподобия
и сплайн-мегоды Гаусса для оценки реальной кваэисгационар-
ной конфигурации ОКС и динамики ее изменения.
Группа разрабатываемых методов распределенного управле¬
ния предназначена для управления положением тел с распре¬
деленной массой и/или системой теп с сосредоточенными мас¬
сами, соединенных гибкими или шарнирными связями. Прос¬
тейшим примером такой системы может служить система ори¬
ентации большой нежесткой панели солнечных батарей с един¬
ственным датчиком управления и приводом поворота. Более
сложной является задача управления телом с распределенными
датчиками и исполнительными элементами. Для построения
контура управления такими системами требуется обычно ко¬
нечноэлементная или аналитическая модель управляемого те¬
ла и его динамических характеристик.
Решающую роль в реализации разрабатываемых перспектив¬
ных концепций адаптивных СУ играет создание высокоэффек¬
тивных и надежных чувствительных и исполнительных элемен¬
тов. К таким элементам относятся усовершенствованные трех¬
степенные гироскопы (прототип успешно отработан на ОКС
Skylab ) и лазерно-оптические датчики положения. Лазерный
датчик будет точно определять трехмерные координаты до 50
точек на поверхности управляемой конструкции с частотой оп¬
роса до 10 Гц. Для получения информации, о скорости измене-
141
Рис. 56. Блок-схема системы управления положением ОКС:
1 - модули, полезные нагрузки, солнечные батареи, объ¬
екты; 2 - модель массовых характеристик; 3 - расчет¬
ные случаи, режимы; 4 - переключатели вычислительных
функций; 5 - логика изменения конфигурации системы;
6 - прикладное математическое обеспечение; 7 - приводы;
8 - управляющие моменты; 9 - управлякхцие углы; 10 -
управляющие угловые скорости; 11 - фильтр; 12 - ошибка
положения при использовании реактивной системы уп¬
равления ; 13 - процессор определения вектора положения;
14 - команда наведения; 15 - процессор команд наведения;
16 - управление кинетическим моментом; 17 - ошибка
вектора из-за управляющего моментного гироскопа; 18 -
логика фазовой плоскости; 19 - выбор ракетного двигате¬
ля; 20 - двигатели реактивной системы управления; 21 -
динамика привода рамки подвеса; 22 - закон управления
гироскопов;, 23 - динамика тироскопов; 24 - динамика
ОКС; 25 - датчики скорости; 26 - датчики координат
положения
ния углового положения управляемого объекта разрабатывается
и импульсный лазерный датчик с замкнутым оптоволоконным
трактом.
При полете ОКС в любой компоновочной конфигурации СУ
должна обеспечивать [10]:
- длительный режим стабилизированного полета с ориента¬
цией главных осей инерции по местной горизонтали или верти¬
кали при получении управляющих воздействий только от управ¬
ляющих моментных гироскопов;
- произвольные, маневры, программные развороты и кратко¬
временные режимы стабилизированного полета с ориентацией
142
Рис, 57. Размещение элементов системы управления:
1 - пауковый захват; 2 - концевик; 3 - рама установ¬
ки управляющих моментных гироскопов; 4 - зона разме¬
щения дополнительных гироскопов; 5 - база установки
блока гироскопов; 6 - подвес; 7 - бысгроразъемное сое¬
динение; 8 - направляющая
главных осей инерции в произвольном направлении при ис¬
пользовании ракетных управляющих двигателей;
- точность ориентации ± 0,1° при использовании навигаци¬
онных датчиков и ± 1° в остальных режимах;
- точность стабилизации по любой оси ±0,1°, по угловой
скорости разворотов вокруг любой оси ± 0,02 град/с.
Блок-схема одного из вариантов СУ для GKC Space Station
приведена на рис. 56. Блок-схема включает в себя пропорци¬
ональный, дифференциальный и интегральный контуры и управ¬
ляющие моментные гироскопы в качестве основных активных
элементов, управляющих кинетическим моментом ОКС. Ракет¬
ные управляющие сопла обеспечивают межорбитальное манев¬
рирование ОКС, кратковременную стабилизацию произвольного
направления в пространстве, маневры по предотвращению со¬
ударения ОКС с другими орбитальными объектами, а также
являются дублирующим контуром при отказе управляющих мо¬
ментных гироскопов. Структура СУ допускает работу как в
полностью автоматическом режиме, гак и 'в режиме ручного
143
управления с борта ОКС, а также по командам с наземного
комплекса управления полетом. Прецизионная ориентация полез¬
ных нагрузок и их стабилизация в ходе эксперимента достига¬
ется собственными блоками управления.
Блоки управляющих моментных гироскопов и навигацион¬
ных гироскопических и звездных датчиков размещаются в зоне
связки основных герметических модулей "ЖС. Конфигурация бло¬
ка инерциальных измерений с шестью независимыми датчиками
обеспечит функционирование СУ при отказе двух любых датчиков
и возможность частичной управляемости при отказе третьего
датчика. С помощью оптических отражателей предполагается
обеспечить процесс юстировки навигационной базы и базы
размещения управляющих органов.
Управляющие моментные гироскопы с постоянной угловой
скоростью маховиков устанавливаются в двухстепенные кар¬
данные подвесы, чго обеспечит управление кинетическим
моментом ОКС произвольной ориентации. Компоновка управ¬
ляющих гироскопов (рис. 57) позволяет увеличить распола¬
гаемый управляющий момент, облегчает обслуживание гиро¬
скопов и обеспечивает частичную управляемость ОКС при
отказе двух гироскопов одновременно.
Выбор ширины рабочих частот полосы пропускания СУ
производился с учетом обеспечения устойчивости при мини¬
мизации динамических взаимодействий с частотами других
подсистем. Верхняя граница полосы 0,01 Гц более чем на
декаду отделена от нижних частот конструкции ОКС как уп¬
ругого тела. Границы обласги устойчивости гарантируются
цифровым фильтром. Ширина полосы пропускания гироскопичес¬
кой системы составляет 2-3 Гц и лежит выше основных то¬
ков колебаний конструкции ОКС. В системе использованы за¬
коны управления подвесами силовых гироскопов^позволякхпие
установку в систему произвольного числа гироскопов с раз¬
личными кинетическими моментами, управление при неограни¬
ченном угле поворота внешней рамки подвеса, дублирование
по всем каналам управления. С целью предотвращения воз -
можносги подачи ложной команды в математическое обеспе¬
чение включены средства ограничения на командный управ¬
ляющий момент и скорость разворота рамок карданного под¬
веса. Кроме того, в механическую часть системы включены
тахометр и ограничитель передаваемого управляющего момента.
В системе ракетных двигателей СУ должно быть не менее
24 двигателей тягой 110-330 Н при дискретности импульса
работы камер 0,1 с. Команды на включение и выключение
144
той или иной группы двигателей формируются в зависимости
от измеренных ошибок ориентации, в соответствии с логикой
управления, учитывающей эоны нечувствительности по углу
ориентации ±0,05° и угловой скорости ±0,04 град/с. Пре¬
дусматривается автоматический контроль за работой двигателей
и их подсистем и локализация неисправностей. В аварийном
случае возможен переход на ручное управление.
Все автономно управляемые элементы ОКС (панели солнеч¬
ных батарей, радиатор теплообменника и г.д.) будут иметь
сервоприводы с собственными контурами управления. Например,
ориентация панелей солнечных батарей в направлении на Солн¬
це с точностью ± 2° обеспечивается за счет соответствующе¬
го управления поворотами карданных подвесов, имеющих поло¬
су пропускания частот 0,04 Гц, существенно более низкую,
чем основная частота иэгибных колебаний солнечных панелей
(0,26 Гц). Поскольку угловые скорости поворота панелей
малы, в контуре управления можно не использовать скорост¬
ной обратной связи. Предпочтительным являегся использова¬
ние сервоприводов с непрерывными характеристиками, а
не шаговых двигателей, что уменьшит нагрузки на конструкцию
крепления панелей.
СУ должна обеспечить управление ОКС Space Station в
грех активных режимах (только с помощью гироскопов, только
с помощью ракетных двигателей, комбинированный режим) и
в одном пассивном режиме при отключенных гироскопах и кон¬
турах управления , ДУ. В аварийных ситуациях должна быгь
обеспечена управляемость при отказах инерциальных датчиков,
управляющих моментных гироскопов и управляющих двигате¬
лей. Комбинированный режим управления реализуется в случае
насыщения моментных гироскопов, а также в случае превыше¬
ния ошибок по ориентации на 1СР-15°.
Блок-схема контура управления с моментными гироскопами
приведена на рис. 58. Равновесная ориентация ОКС коррек¬
тируется в полете с учетом уточнения инерциальных харак¬
теристик ОКС и возмущающих моментов. По каналам крена и
тангажа непрерывно проверяется условие невыхода кинети¬
ческого момента гироскопической системы на ограничение.
В установившемся режиме полета разгрузка гироскопической
системы производится через каждые 4 витка полета по орби¬
те, причем команды на разгрузку с помощью ракетных двига¬
телей формируются в зависимости от производных кинетичес¬
кого момента по углу крена: дНх/дф, дНг/дф, что видно из
рис. 58.
19-1
145
Оценки характеристик СУ ОКС Space Station производились
с помощью специально разработанного комплекса математи¬
ческого обеспечения. Программа DIGIKON, основанная на ко-
нечноэлеменгной модели упругой ОКС, формирует матрицы со¬
стояния и позволяет определить частотные реакции, а также
полюса и нули передаточной функции системы. Программа
MAD рассчитывает динамику ОКС с учетом геометрии рас-
146
Рис. 58. Вариант управления кинетическим моментом
ОКС: 1 - модули ПН, солнечные батареи, объекты;
2 - модель массовых характеристик; 3 — углы поворо¬
та солнечных батарей; 4 - модель моментов от сил гра¬
витационного градиента; 5 - модель моментов от ги¬
роскопов; 6 - производные от кинетического момента;
7 - коэффициенты усиления; 8 - командный генератор
для накопления количества движения Н гироскопа; 9 -
накопление ». 10 - накопление Ну; 11 - накоп¬
ление Hz; 12 - моменты инерции; 13 - оценка величины
программных углов; 14 - программные углы (тангаж,
крен); 15 - фазирование накопления Н и логика огра¬
ничений; 16 - кинетический момент в контур накопления;
17 - управление ОКС; 18 - блок гироскопов; 19 - за¬
кон управления гироскопов; 20 - кинетический момент
гироскопов; 21 - вековые изменения кинетического мо¬
мента; 22 - случайные изменения кинетического момента;
23 - кинетический момент; 24 - динамика гироскопов;
25 - скорость разворота рамки подвеса; 26 - команда
по скорости разворота рамки подвеса; 27 - динамика при¬
вода рамки подвеса; 28 - датчики; 29 - динамика ОКС
Рис, 59. Имитация перемещения экипажа в жилом модуле
с помощью возмущающей силы 444,8 Н: 1 - угол танга¬
жа, град; 2 - скорость изменения угла тангажа, град/с
пределения масс, аэродинамического сопротивления, грави¬
тационного градиента, магнитного поля Земли. На основе
программы MAD создана и комплексная программа SSGDAC
позволяющая моделировать динамику поведения многомодуль¬
ной конструкции большой размерности.
Требования к реактивной и гироскопической частям СУ
формируются в зависимости от ожидаемых внешних и внутрен¬
них возмущений. Для определения базовых параметров СУ
взята высота исходной орбигы ОКС 463 км при наклонении
28,5 . Требования к кинетическому моменту гироскопической
системы устанавливаются с учетом возможных равновесных ори¬
ентаций, возможных аэродинамических возмущений, перемеще¬
ний экипажа, условий стыковки с КС Space Shuttle и других не¬
определенностей 'В характеристиках ОКС. Кроме того, учиты¬
вались требования наращивания инфраструктуры ОКС в ходе
эксплуатации. Моделирование указанных возмущений показало,
чго управляющие моментные гироскопы должны иметь кинети¬
ческий момент 33600 Н'М*с, а ракетная часть СУ может
израсходовать за 90 суг полета до 11 720 кг топлива при
удельном импульсе 2300 Н'с/кг. В случае отказа гироскопов
стабилизация по углу рыскания обеспечивается ракетными
1 Q-9
147
двигателями, а по каналам крена и тангажа - пассивно, за
счет моментов гравитационного градиента.
После полной сборки ОКС на каждом витке орбиты произ¬
водится калибровка равновесной ориентации ОКС по тангажу,
составляющая в среднем 0,02°. Ориентация по крену произ¬
водится через каждые четыре витка, в результате которой
корректируется рассогласование, в среднем равное 0,13°.
Угловые скорости по крену и рысканию не превосходят
0,006 град/с и 0,001 град/с соответственно.
На рис. 59 приведена реакция СУ ОКС на ступенчатое воз¬
мущение в двух противоположных направлениях амплитудой
445 Н и длительностью 3 с, моделирующее движение экипа¬
жа в ОКС. Хорошо видно, что возмущение демпфируется
до приемлемого уровня за 100-120 с.
Определенные сложности вызывает работа СУ в период ра¬
боты манипулятора, перемещающего грузы вдоль оси ОКС.
Моделирование перемещения груза массой 1.1 350 кг со ско¬
ростью 6 см/с показало, что с учетом непрерывной перенаст¬
ройки СУ на текущее равновесное состояние изменения угла
тангажа ОКС не превысили 0,25°, а угловые скорости колеба¬
ний по каналу тангажа были менее 0,002 град/с. О1евидно, в
ходе разработки реальной СУ будут более точно учтены процессы
стыковки ОКС с КС и другими космическими объектами, оце¬
нена динамическая устойчивость контуров СУ.
4.5. Информационная система ОКС
Принципиальным условием достижения эффективности в эк¬
сплуатации ОКС Space Station являегся создание информаци¬
онно-связного обеспечения такой многофункциональной орби¬
тальной системы с сотнями пользователей. Кроме того, для
многоблочной ОКС характерны большие объемы используемой
информации, высокая интенсивность информационных каналов,
разнородность накапливаемой и используемой информации, при-
емо-передача информации в реальном времени и т.п.
В космическом центре им. Джонсона разрабатывается
[15, 76J концепция интегральной информационной системы
(ИС), в которой в максимальной степени будут учтены особен¬
ности коммуникационного обеспечения (КО), а также согласова¬
ны требования к различным техническим и программным интер¬
фейсам со стороны разработчиков и многочисленных пользова¬
телей.
148
При создании многоуровневой модели ИС учитывались тре¬
бования Международной организации стандартизации ISO в
части, касающейся открытых систем.
В основу модельной концепции КО легли следующие вари¬
анты возможных информационных связей между разнесенными
в пространстве пользователями ИС, осуществляющими функции
управления, исследовательские работы, контроль технологичес¬
ких процессов:
- электронная почта;
- дистанционный доступ к системам;
- межпроцессорный обмен программной и текстовой информа¬
цией;
- доступ к информации, накопленной в базах данных;
- дистанционное управление системами;
- телеконференции;
- телеметрический контроль систем;
- опрос инструментальных систем;
- управление процессом измерений;
- дистанционный запуск и контроль автоматизированных
процессов в режиме реального времени.
Разработка модельного варианта КО велась в предположе¬
нии, чго доступ к системе возможен в любой точке ИС, ос¬
нащенной средствами ввода-вывода информации. С учетом вы¬
шеприведенных вариантов информационных связей современных
сетей ЭВМ выделены следующие основные функции интегри¬
рованной системы информации и связи.
1. Обмен файлами между разнесенными в пространстве
процессорами.
2. Использование локальных ресурсов подсистемы ИС с
применением удаленного терминала в объеме, близком к воз¬
можностям локального терминала.
3. Дистанционное управление и телеметрический конт¬
роль, в том числе и в режиме реального времени.
4. Доступ ко всем базам данных, включая функции заполне¬
ния и коррекции с любых точек доступа.
5. Управление и контроль автоматизированных процедур с
удаленных точек доступа.
6. Поддержка электронной почты, речевого и видеообмена
между пользователями разнесенных в пространстве точек дос¬
тупа, организация телеконференций.
Подразумевается,чго понягие ингегрированной ИС ОКС вклю¬
чает в себя все информационные средства, системы и каналы,
функционально связанные с деятельностью ОКС . При этом мак¬
149
симально расширяются возможности пользователей такой отк¬
рытой системы, поскольку не требуется дополнительных ло¬
кальных информационных средств, специально предназначенных
для доступа в ИС. Однако столь широкое понятие совместимос¬
ти средств системы и пользователя резко усложняет задачу ее
интеграции. В частности, эго приводит к необходимости ввода
в модель коммуникационного обеспечения ИС центральной и пе¬
риферийной эон. Подразумевается, что средства связи централь¬
ной зоны поддерживают обмен в информационной сети ее объек¬
тов за счет применения стандартизованных протоколов ИС
ОКС. Для полноценной интеграции в рамках ИС объектов пери¬
ферийной зоны таких протоколов оказывается недостаточно,
гак как ряд пользователей по функциональным или стоимост¬
ным соображениям могут сохранить собственные стандарты
КО.
Ряд систем ОКС, особенно критичных в плане обеспечения
жизнедеятельности экипажа и безопасности ОКС в. делом, с
учетом требований надежности и быстродействия целесообразно
подключить к центральной эоне ИС ОКС. Для обеспечения
же доступа ко всем средствам ИС пользователей подсистем
периферийной эоны должны быть разработаны специальные меж-
сисгемные интерфейсы, к которым и подключаются эти подсис¬
темы. Таким образом, связь межсисгемных интерфейсов с цен¬
тральными средствами ИС ОКС поддерживается стандартными
общесистемными средствами, а связь терминала локального
пользователя подсистемы периферийной зоны с соответствую¬
щим межсисгемным интерфейсом - собственными средствами
этой подсистемы. Соответственно подразделяется ответствен¬
ность за темп и качество передачи информации. Конечный поль¬
зователь освобождается от необходимости учитывать стандарты
ИС ОКС в своей системе, зато и средства центральной зоны
ИС освобождаются от задач обеспечения качества внутри под¬
систем периферийной эоны.
Большую значимость при создании столь сложной распреде¬
ленной многофункциональной системы, как ИС ОКС, приобрета¬
ет проблема выбора приоритетов различных ее функций. По
мнению ряда специалистов [75, 76], большую часть всего
потока информации в ИС составят традиционные сигналы - зву¬
ковые, видео, телеметрические. Сеть обмена подобного рода те¬
леметрической информацией при количестве пользователей до
500 может быть выполнена по своей структуре огносигельно
простой. При этом можно будет ограничиться, в основном, од¬
ним (первым - по терминологии ISO ) уровнем системы для
150
доступа в ИС, а сложные средства обеспечения 7-уровневой
модели ISO оказываются избыточными.
Сторонники другого варианта считают, чго ИС должна обес¬
печивать в полном объеме процедуры дистанционного управле¬
ния ходом экспериментов, гак называемый режим Telescience.
В эгом случае многие подсистемы ОКС потребуют таких опе¬
раций, как 'обмен файлами', досгуп к ИС произвольно выбран¬
ных терминалов, дистанционный контроль, чго обусловит не¬
обходимость применения в КО ИС всех семи уровней модели
ISO. По мнению этих специалистов, количество потенциальных
пользователей ИС составит не менее нескольких тысяч,и ти¬
пичными будут процедуры обращения к системе с удаленных
терминалов. Такое использование не потребует развитых дис¬
петчерских функций, в том числе и в режиме реального вре¬
мени.
В конечном итоге реальная модель должна учитывать оба
типа задач, г.е. КО должно обеспечивать все рассмотренные
функции, условно подразделяемые на функции нижнего (в ос¬
новном - телеметрические) и верхнего (операции типа обме¬
на файлами между ЭВМ) уровней.
Таким образом, функции нижнего уровня ИС будут связаны
в основном с обеспечением интенсивных однонаправленных
потоков информации с последующим распределением их между
500 пользователями, как эго делается в ныне существующей
информационной сеги NASCOM.
В интересах повышения эффективности ИС представляется
целесообразным предусмотреть в составе КО два типа меж-
сисгемных интерфейсов: телеметрические и межпроцессорные.
Данное деление позволит ограничить функции телеметрических
интерфейсов гремя нижними уровнями ISO, верхний из кото¬
рых - гак называемые операции в сеги - обеспечивает досгуп
к логическим переключателям системы, организующим выбор
адресата, контроль ошибок и приоритетов, задание временных
параметров передачи информации. Логические переключатели
позволяют^ в частности, разделить и направить адресатам по¬
токи информации, идущие по общему физическому каналу связи,
В соответствии с требованиями обмена информацией между
ЭВМ межсисгемный интерфейс второго типа должен обеспе¬
чивать все семь уровней функций ISQ - Такой обмен составит
лишь небольшую часть загрузки ИЙ, однако потребует го¬
раздо более совершенной организации КО. Предполагается, чго
двухсторонняя межпроцессорная связь 6yrfer осуществляться в
151
рамках открытых протоколов обмена, заранее известных всем
предполагаемым пользователям и соблюдаемых ими.
Характерной особенностью принятой модели КО являегся и
то, что для каналов передачи информации верхнего и нижнего
уровней применяются различные процедуры идентификации и
адресации, что делает их совершенно независимыми.
Предполагаемая модель КО включена в документ, опреде¬
ляющий общую структуру ИС ОКС, в качестве справочно-ме¬
тодической базы для последующей разработки технических за¬
даний на конкретные подсистемы ОКС. Проводится подготовка
и к соответствующим изменениям в тактико-технических тре¬
бованиях на различные бортовые и наземные системы, разра¬
батываемые по программе ОКС Space Station.
С учетом предлагаемой сгрукгуры КО интенсивность информа¬
ционных потоков от различных бортовых источников можег до¬
стигнуть 100-300 Мбиг/с, а общий объем ежесуточно пос¬
тупающей информации 2,4- ^10^2 байт [75]. Наряду с режи¬
мом передачи информации в режиме реального времени предус¬
матривается и режим сбора и хранения информации на боргу
ОКС.
Важнейшими характеристиками системы накопления инфор¬
мации являются максимальный темп поступления и емкость
системы. По оценкам специалистов центра космических полетов
им. Годдарда [76 ] с учетом вероятности одновременной работы
полезных нагрузок в различных модулях темп поступления ин¬
формации на период эксплуатации ОКС после 1997 г. вряд
ли превысит 500 Мбиг/с. Чго касается максимально ожидае¬
мых объемов среднесуточного накопления, го на гог же оцени¬
ваемый период он стабилизируется на уровне примерно
3- 1012 байт.
По структуре система накопления информации будет разби¬
та на три подсистемы, существенно отличающиеся по своим
возможностям. При этом все гри подсистемы должны быть
решены на единой технологической базе.
Первая . из подсистем обеспечит сравнительно простые про¬
цедуры последовательной загрузки информации в достаточно
высоком темпе. Через 2 года после ввода ОКС в эксплуата¬
цию темп загрузки должен возрасти до 900 Мбиг/с при об¬
щей емкосги накопителей до 1850 Гбит. В сущности данная под¬
система являегся гигантским буфером, предназначенным для
резервного сброса данных в случаях различных отказов. Наибо¬
лее вероятно, что на первых этапах эксплуатации ОКС для
этих целей будут применены 4-6 магнитофонов Kodak-600 с
152
хранением информации на магнитной ленте. На последующих
этапах более рациональным ["75] видится использование цифро¬
вых магнитофонных систем EIM 100 фирмы Sony со ско¬
ростью записи до 1200 Мбиг/с при применении видеокассет
с шириной ленты 19 мм.
Вторая '.подсистема более сложная по "структуре, пред¬
назначена для информационного взаимодействия с модулями,
работающими в масштабе реального времени. Темп загрузки
данной подсистемы не превысит 500 Мбиг/с при обшей ем¬
кости накопителей до 600 Гбайт. Наиболее перспективным
для этой подсистемы представляется применение оптичес¬
ких накопителей фирмы IBM или RCA/чго позволит огра¬
ничиться использованием всего 10г^ дисководов.
Третья из подсистем в наибольшей степени ориентирована
на взаимодействие с внешними пользователями, размещае¬
мыми как на Земле, гак и в инфраструктуре ОКС. Требова¬
ния по скорости обмена в этой подсистеме возрастут' до
900 Мбиг/с при ежесуточном накоплении до 5400 Гбайт ин¬
формации. Предполагается, чго основная часть информации
будет храниться на накопителях сравнительно медленного
доступа. Лишь небольшая часть информации (порядка десят¬
ков Гбайт) будет храниться в подсистеме на накопителях с
быстрым доступом. В промежутках между сеансами интенсив¬
ного информационного обмена с внешними пользователями эта
информация будет относительно медленно сбрасываться на ос¬
новные носители медленного доступа.
Такой двухступенчатый подход считается наиболее эффек¬
тивным в функционально-стоимостном плане. Для третьей под¬
системы возможны различные технологические решения как
на основе видеомагнитофонов DIM -100 фирмы Sony, так и
на основе дисковых оптических накопителей фирмы RCA. При
выборе комплекса технических средств необходимо учитывать
и некоторые эксплуатационные факторы. Например, перемещае¬
мые экипажем носители информации могут обеспечить возмож¬
ность простого переноса больших объемов данных из централь¬
ного архива к конечным пользователям, когда фактор времени
не является критическим. В этом случае выбор магнитных
ленг для долговременного хранения более оправдан.
Нетрадиционными являются и проблемы организации само¬
го архива. Для архива ОКС Space Station критичными могут
оказаться требования, предъявляемые к системному контрол¬
леру, который должен осуществлять:
20-1
153
1) синхронизированный ввод/вывод данных как в виде бло¬
ков фиксированного формата, так и пакетов переменной длины,
на большом числе накопителей, работающих в режиме макси¬
мального темпа эаписи/счигывания;
2) гибкое распределение информационных потоков в системе
накопителей при одновременной реализации процессов записи
и считывания и различных интенсивностях обмена;
3) оперативный контроль работоспособности системы, выяв¬
ление отказов и перераспределения функций отдельных модулей
во избежание потерь информации.
4,6, Двигательная установка
4,6.1. Требования к ДУ ОКС
Требования к ДУ определяются перечнем и характером по¬
летных операций ОКС и ее проектными параметрами. Основной
задачей ДУ является обеспечение импульса тяги для поддер¬
жания параметров (коррекции) орбиты и управления простран¬
ственным положением (ориентацией) ОКС. Среди других задач'
можно указать на использование ДУ для обеспечения сближе¬
ния и стыковки с другими космическими объектами (КС Spa¬
ce Shuttle, МТА и г.д. ); разгрузки гироскопов, манев¬
ров по изменению высоты; предотвращения столкновения с дру¬
гими объектами. Перечень задач при этом может быть расши¬
рен в процессе разработки.
Основным показателем для определения энергомассовых
характеристик ДУ является величина суммарного импульса, не¬
обходимого для выполнения упомянутых задач, которая в свою
очередь зависит от параметров орбиты ОКС, ее инерционных
характеристик, требований к операциям, гребукхдих работы ДУ
и г.д. Даже при определении облика ОКС в самом первом при¬
ближении такие данные с определенной степенью точности мо¬
гут быть получены. В частности, уже в начале этапа В вели¬
чина импульса тяги (кН’с) для выполнения наиболее характер¬
ных операций, исходя из 90-суточного интервала посещения
ОКС, оценивалась [77, 78] следующим образом.
Компенсация аэродинамического сопротивления 2150
Маневры по изменению высоты (на 37 к,м) 3690
Предотвращение столкновения с другими
объектами 274
154
Управление пространственным положением 654
Операции по стыковке с КС Space Shuttle
и другими КА 110
По оценкам, величина погребного суммарного импульса тя¬
ги на десягилегний период эксплуатации (с 1995 по 2004 г.)
составила около 3‘ 10$ кН-с [79]. Аналогичные оценки
импульса тяги (кН-с) в дифференцированном виде выглядят
следующим образом.
Величина гяги, как правило, определяется баллистическими
требованиями, требованиями системы ориентации и системы
стыковки. С учетом планируемых операций и требований обес¬
печивающих их систем рассматривались три диапазона погреб¬
ных гяг [80]:
ог 0,04 до 45 Н - для обеспечения прецизионных маневров
системы ориентации, безопасности вне-
корабельной деятельности и г. д.
ог 45 до 450 Н - для обеспечения маневров по изменению
высоты орбиты, операций сближения и др.
свыше 450 Н - для схода с орбиты или перехода на ор¬
биты со значительно большими по сравне¬
нию с рабочей высотами.
Следует отметить, чго последний из приведенных уровней
гяги для смягчения ограничений после предварительных иссле¬
дований было решено не рассмагривагь [80], а задачи схода
с орбиты и переход на более высокие орбигы решать с по¬
мощью МТА.
Кроме требований по величине гяги и суммарного импульса
гяги на эгапе предварительных разработок был определен еше
целый ряд требований [79], практически не поддающихся ко¬
личественной оценке:
20-2
155
Для ОКС в исходной конфигурации
средние ежедневные
50
на 90-сугочный период
4500
Для ОКС в полной конфигурации
средние ежедневные
100
на 90-сугочный период
9000
- соответствие требованиям пилотируемых полетов;
- безопасность;
- ремонтопригодность;
- сохранение работоспособности при единичном отказе;
- большой срок непрерывного функционирования;
- гибкость формирования и способность к расширению;
- минимальное воздействие на окружающую среду (по уров¬
ню микроперегрузок, загрязнению и т.д.);
- низкая стоимость разработок;
- низкие суммарные затраты по всему жизненному циклу;
- минимальные потребности в • транспортировке топлива.
И как в предыдущем <?лучае, перечень этот далеко не исчер¬
пывающий. В этой связи обращает на себя внимание требова¬
ние по использованию в качестве рабочего тела продуктов,
получаемых в результате функционирования других систем, ис¬
пользование компонентов топлива других КА ' (КС, МТА, кос¬
мические платформы), являющихся элементами создаваемой
инфраструктуры, и др.
Практически все перечисленные факторы влияют на выбор
компонентов топлива.В общем, именно к выбору компонентов
топлива, т.е. по существу и типа ДУ, и сводится задача вы¬
бора ДУ на первом этапе ее разработки.
4.6.2. ДУ на однокомпоненгных топливах
В качестве вариантов для ДУ ОКС в исследованиях рас¬
сматривались [81, 82] ЖРД и электротермические ЭРД. При
этом в качестве компонентов топлива для ЖРД рассматрива¬
лись как моногоплива, гак и двухкомпоненгные топлива. В
перечне моногоплив обычно фигурируют СО2, Н2 и ^Нд'Сре-
ди двухкомпоненгных топлив предпочтение отдается высо-
кокипящим топливам (^Од + мономегилгидраэин) и низкоки-
пящим (Н2 + О2) I77' 7^> 831« В табл. 4.3 представлены све¬
дения об энергетических характеристиках ДУ и оценка пот¬
ребной массы топлива на 10 лет эксплуатации ОКС.
При анализе приведенных моногоплив обычно обращается
внимание на простоту, надежность газосгруйных сопл, ра¬
ботающих на N2, СО2 иЬ^.При этом отмечается, чго исполь¬
зование азота и водорода влечет за собой минимальные заг¬
рязнения окружающего пространства, а поскольку газы исте¬
кают в холодном состоянии, не оказывает опасного воздейст¬
вия на космонавтов, занятых внекорабельной деятельностью.
156
Таблида 4.3
Основные харакгерисгики ДУ
ДУ на двухкомпоненгном
топливе
масса топ¬
лива, кг
7900
9300
удельный
■ импульс,
Н- с/кг
3922
3334
ДУ на моногопливе
Электротермические ДУ
масса топ¬
лива, кг
15 815
6325
10 545
удельный
импульс
Н. с/кг
1960
4900
2940
ДУ на холодном газе
масса топ¬
лива, кг
47 185
57 515
11 290
13 750
удельный
импульс,
Н•с/кг
657
539
2746
2255
Компоненты
Азот )
Двуокись углерода
(со2)
Водород (Н2)
Кислород (02)
Гидразин (N2H4)
N->04/ мономегил-
гидразин
157
Среди других преимуществ водорода следует обратить внимание
на возможность его получения электролизом воды или при
сбрасывании его в испарившемся состоянии из емкостей, где
он хранится для других целей. Как продукт функционирования
СОЖ в достаточно большом количестве на борту ОКС будет
производиться СО2. А если учесть, чго для его эффективно¬
го использования потребуются относительно небольшие затраты
электрической энергии, его использование в качестве рабочего
тела для однокомпоненгных двигателей представляется весьма
привлекательным.
Гидразин является одним из наиболее широко используемых
в КА топлив, существует целый ряд гидразиновых двигате¬
лей, имеющих достаточно большой ресурс. Уже в рамках
программы Space Station фирмы United Technology и Roc¬
ket Research выполнили экспериментальные исследования,
подтверждающие возможность наработки одним двигателем
гягой А/ЦО Н полного импульса тяги [81]. Представляют
также интерес исследования по использованию в гидразиновом
ЖРД в качестве дополнительных компонентов углекислого га¬
за, метана, азота, аргона. Первые два газа являются продук¬
том функционирования СОЖ, а другие два используются в ла¬
бораторных модулях. При смешении газообразных отходов в
ЖРД с продуктами каталитического разложения гидразина об¬
разуются продукты с высокой температурой и скоростью ис¬
течения, чго имеег большое значение с точки зрения мини¬
мизации загрязняющего действия этих продуктов в окружаю¬
щем ОКС пространстве. Кроме того, при этом обеспечивается
повышение удельного импульса. Экспериментальные исследова¬
ния, проведенные на модельном ЖРД гягой 22 Н [82] с до¬
бавлением упомянутых газов, показали возможность увеличе¬
ния удельного импульса на 10-25% (более низкие значения
для мегана, более высокие - для аргона).
Рассматривая гидразиновый ЖРД как вариант для ДУ ОКС,
следует иметь в виду ряд его недостатков, в частности, по¬
жароопасность, токсичность, несовместимость со многими кон¬
струкционными материалами, высокую температуру замерза¬
ния (2°С). Последний недостаток следует объяснить, гак как
он проявляется только для таких крупногабаритных конст¬
рукций как ОКС. А связано эго с гем, чго при большом уда¬
лении двигателей от топливного бака,топливные магистрали
должны иметь большую протяженность, а, следовательно, для
обеспечения нормальной работы должны будут оснащены соот¬
ветствующими обогревателями.
158
4.6.3. ДУ на двухкомпоненгных топливах
Большое внимание при выборе ДУ для ОКС Space Station
было уделено двухтопливным ДУ, в частности ДУ на азотном
гегроксиде/мономегилгидразине и ДУ на кислороде/водороде.
Двигатели, в которых используется топливная пара азотный
гегроксид-мономегилгидраэин, успешно применяются в раз¬
личных ракетах и КА в широком диапазоне тяг от 10 до
1400 Н. Наиболее характерными образцами таких двигателей
в 80-х годах являлись двигатели системы ориентации и ста¬
билизации КС Space Shuttle тягой 111 Н и двигатели систе¬
мы орбитального маневрирования того же КС тягой 1334 Н.
В середине 80-х годов разрабатывался двигатель тягой от
2,5 до 6 Н при давлении в камере сгорания от 690 до
2415 кПа [80]. Если учесть, что предполагается использова¬
ние ДУ на таких компонентах для МТА и космических платформ,
входящих в инфраструктуру ОКС Space Station, на самой ОКС,
очевидно, будут емкости с этими компонентами, а, следователь¬
но, логичным представляется и использование двигателей на
этих компонентах в составе ДУ ОКС Space Station. Хорошо из¬
вестны и недостатки азотного гетроксида и монометилгидрези¬
на, среди которых для пилотируемых объектов наиболее серьез¬
ным является их токсичность.
Альтернативными по отношению к предыдущему варианту
являются ДУ, использующие кислород и водород. При этом
к основным их преимуществам относят именно нетоксичность,
использование этих компонентов для других целей, а также по¬
лучение компонентов топлива в результате утилизации отходов
других систем (в частности, СОЖ). Спектр возможных реали¬
заций ДУ, использующих в том или ином состоянии и количест¬
венном отношении, кислород и водород достаточно широк. Его
можно существенно сузить, исключив из рассмотрения ДУ с
насосами, турбинами, газогенераторами из-за их сложности. В
одной из работ [781 посвященных анализу таких ДУ, даже с
учетом такого сужения спектра оценивались восемь вариантов;
1) кислородно-водородная ДУ;
2) ДУ на горячем водороде;
3) ДУ, включающая кислородно-водородные двигатели и оми¬
ческие ЭРД на водороде;
4) ДУ, включающая двигатели на горячем водороде и оми¬
ческие ЭРД на водороде;
5) кислородно-водородные ДУ, в которых компоненты получа¬
ются в результате электролиза воды;
159
6) кислородно—водородная ДУ, связанная с СОЖ, включающая
в свой состав также омические ЭРД на углекислом газе и
омические ЭРД на метане;
7) ДУ на горячем водороде, связанная с СОЖ, включающая в
свой состав также омические ЭРД на углекислом газе и
омические ЭРД на метане;
8) комбинированная ДУ, включающая в свой состав двигатели
на горячем газе для системы ориентации и стабилизации
и кислородно-водородные двигатели для поддержания высоты.
При оценке этих вариантов ДУ предполагалось, что условия
хранения топлива - сверхкритические, наддув баков осуществля¬
ется за счет подвода тепла; ' массовое соотношение компонентов
топлива 4:1, минимальная температура на входе в двигатель
составляет 111 К для водорода и 222 К для кислорода; вели¬
чины удельного импульса (Н'с/кг) следующие:
кислородно-водородный двигатель
-4312
двигатель на горячем водороде
-2646
омический ЭРД на водороде
-4900
омический ЭРД на углекислом газе
-1274
омический ЭРД на метане
-1568
В качестве критериев выбора были приняты:
1) надежность и безопасность (простота системы, количество
комплектующих элементов, уровень потенциальной опасности,
сложность процесса функционирования и число комплектую¬
щих, ограничивающих ресурс и наработку на отказ);
2) потенциальное загрязнение (ударное воздействие истекаю¬
щей струи, вероятность загрязнения поверхностей продукта¬
ми истечения, излучения факела и оптические эффекты);
3) технический риск (техническая готовность, техническая не¬
определенность, чувствительность к конфигурации ОКС);
4) начальная стоимость и расходы на цикл эксплуатации (на¬
чальная стоимость, расходы на цикл эксплуатации);
5) потенциальное развитие двигательной системы (легкость мо¬
дернизации модульным методом, расходы на развитие дви¬
гательной системы, интеграция с развиваемой ОКС);
б) эксплуатационная надежность (компонуемосгь в носителе,
легкость развертывания, режим дозаправки, легкость ремонт¬
но-восстановительных работ);
160
7) потенциальная интеграция с элементами инфраструктуры
ОКС (энергетические требования ДУ, взаимодействие
с другими подсистемами ОКС).
Для каждого критерия были определены весовые коэффици¬
енты, в численном виде отражающие степень важности кри¬
терия. В частности, наиболее важными определены надеж¬
ность и безопасность, за которыми следуют загрязнение и
технический риск. Далее все анализируемые варианты были
конструктивно проработаны до определенного уровня с гем,
чтобы определить численные классификационные показатели для
каждого критерия выбора. Каждый классификационный показа¬
тель критерия умножался на соответствующий весовой коэффи¬
циент. Произведение этих величин является взвешенным клас¬
сификационным коэффициентом. Сумма взвешенных классифика¬
ционных коэффициентов дает полный классификационный показа¬
тель системы, по которым и оценивалось совершенство ДУ.
Далее представлен подход к формированию показателей по каж¬
дому критерию.
Надежность и безопасность. Надежность ДУ оценивалась по
полному числу комплектующих узлов (активных и пассивных),
числу активных комплектующих узлов и числу активных комп¬
лектующих узлов с ограниченным ресурсом. В общем случае с
увеличением полного числа активных комплектующих сложность
ДУ повышается, а надежность падает. Надежность ДУ определя¬
ется также ресурсом и средней наработкой на отказ комплек¬
тующих узлов.
Сравнительный анализ показал, что наименьшим числом ак¬
тивных комплектующих с ограниченным ресурсом характеризу¬
ется ДУ на горячем водороде (наивысший классификационный
показатель надежности), а наибольшим - кислородно-водород¬
ная ДУ, связанная с СОЖ.
Общая оценка надежности анализируемых ДУ показала, чго
ДУ, работающие только на водороде, отличаются более высо¬
ким классификационным показателем надежности, чем кислород¬
но-водородная ДУ.
При анализе безопасности выявлено, чго наибольшую опас¬
ность представляет перегрев кислородных баков, кислородных
теплообменников и перенаддув топливных баков. Предполагает¬
ся, чго при наличии систем регулирования и контроля состоя¬
ния оборудования такие отказы маловероятны. Проблемы безо¬
пасности решаются конструктивно, например, включением в
схемы предохранительных клапанов, принятием высоких коэффи-
21--
161
циенгов безопасности, резервированием контрольно—измеритель¬
ных средств, а также применением систем контроля состояния
оборудования.
В общем случае ДУ, работающие только на водороде, име¬
ют более высокий классификационный показатель надежности
и безопасности, чем кислородно—водородные ДУ.
Потенциальное загрязнение, ДУ является одним из источ¬
ников загрязнения внешней среды ОКС. Особенно значительные
выделения посторонних частиц будут иметь место во время сты¬
ковки ОКС и КС Space Shuttle, доставляющих на ОКС расхо¬
дуемые материалы. Поэтому определение влияния различных ДУ
на внешние условия представляется очень важным.
Было сделано допущение, что для ЭРД с омическим нагре¬
вом рабочего гела можно создать сопло, обеспечивающее ис¬
течение молекулярного потока. При работе ЭРД с такими соп¬
лами не будет происходить обратного течения и осаждения
(или конденсации) продуктов истечения на поверхность ОКС.
Для остальных двигателей анализ вероятности осаждения про¬
дуктов истечения был проведен достаточно детально. Для каж¬
дой из составляющих продуктов истечения был определен спектр
поглощения во всем диапазоне волн инфракрасного излучения.
Анализ показал, чго ДУ на горячем водороде характеризует¬
ся наиболее низкой вероятностью загрязнения внешней среды
ОКС. Несмогря на то, чго при работе двигателя на водороде
будет наблюдаться обратное течение, конденсация газа после
его истечения из сопла происходить не будет, гак как темпера¬
тура конденсации водорода в космических условиях очень низ¬
ка (около 4 К).
Технический риск. Оценка технического риска заключалась
в выявлении технических проблем для каждой из анализируе¬
мых ДУ и определении степени их критичности. Было установ¬
лено, чго основные проблемы связаны с сисгемой регулирова¬
ния; нагревом баков и оснащением баков конгрольно-измери¬
гельными средствами; ресурсом омических ЭРД; ресурсом
кислородно-водородной ДУ; системой электролиза воды.
В системе регулирования вероятны ошибки измерения массы
топлива в аккумуляторе, задержка переноса массы в контуре
регулирования из-за длинных топливных магистралей и выде¬
ление тепла при сжатии, приводящее к перенаддуву аккумуля¬
тора. Оценка этих технических вопросов показала, что они не
являются критическими, гак как существуют технические сред¬
ства для их решения.
162
Проблема подогрева бака и измерения массы находящегося
в нем под сверхкритическим давлением топлива обусловлена
гем, чго в условиях микрогравигации топливо расслаивается.
Расслоение влияет на нагрев топлива и измерение его массы.
Однако сделано предположение, что проблема не относится к
критическим, гак как даже очень небольшой уровень гравита¬
ции предотвращает расслоение топлива.
С использованием омических ЭРД связаны две проблемы:
ресурса двигателя, в частности, нагревательного элемента,
при работе на различных рабочих телах, и отсутствие сопла
с молекулярным истекающим потоком. Достигнутый к насто¬
ящему времени ресурс ЭРД с омическим нагревом рабочего
гела находится в диапазоне от 500 до 1000 ч. Для включения
двигателей этого типа в состав ДУ для ОКС эти проблемы дол¬
жны быть решены.
Ряд технических проблем предстоит решить при разработке
кислородно-водородных ДУ, использующих электролиз воды.
Большое значение соотношения компонентов топлива в такой
ДУ (8:1) приводит к снижению удельного импульса, чго по¬
требует большей массы топлива, чем для традиционных кисло—
родно-водородных ДУ, Большое соогношение компоненгов топли¬
ва приводит к повышению температуры горения, а эго требу¬
ет решения проблемы охлаждения. Демонстрационные испыта¬
ния 'водяного' двигателя к 1988 г. еще не были проведены.
Другим техническим вопросом, связанным с использованием
двигателя такого типа, является сложность системы электро¬
лиза воды. Сложность обусловлена необходимостью применения
деионизатора, обеспечивающего работоспособность системы на
воде любого типа, и сушителей для удаления из получаемых
газовых потоков захваченной влаги. Длительный ресурс уст¬
ройств для электролиза воды, работающих под большим дав¬
лением, был подтвержден эксплуатацией электролизных систем
на подводных лодках. Устройства такого типа разрабатываются
также в рамках программ NASA для СОЖ и энергетических
усгановок.
Анализ показал, что ДУ с наименьшим числом нерешенных
технических проблем является ДУ на горячем водороде, а с
наибольшим - кислородно-водородные ДУ, в состав которых
входят ЭРД с омическим нагревом рабочего гела.
Стоимость, Расходы на цикл эксплуатации определялись
по модели, разработанной фирмой Rocketdyne специально
для ДУ ОКС с целью оптимизации требований и возмож¬
ных конфигураций. Эта модель включает в себя стоимость
163
21-2
разработки, сгоимосгь изготовления, транспортные и эксплуата¬
ционные расходы,
ДУ на горячем водороде характеризуется наименьшими рас¬
ходами на разработку базового варианта с исходными рабочи¬
ми характеристиками, но наибольшими расходами на 10-лет¬
ний цикл эксплуатации. ДУ на кислороде и водороде, получае¬
мых электролизом воды, характеризуются наивысшей началь¬
ной стоимостью, но самыми низкими расходами на эксплуата¬
цию, особенно в случае, если вся вода в электролизный блок
поступает как сбросовая от других систем ОКС.
Начальную стоимость ДУ в большей мере определяют раз¬
работки системы регулирования (включая систему контроля
состояния оборудования), криогенного бака и системы элект¬
ролиза воды. Определяющим фактором расходов на цикл,
эксплуатации является дозаправка рабочими телами и топли¬
вом (за исключением схемы с электролизом воды).
По проведенному стоимостному анализу были сделаны сле¬
дующие выводы: ДУ на горячем водороде имеет самую низ¬
кую начальную сгоимосгь; кислородно-водородная ДУ имеег
более низкие расходы на цикл эксплуатации, если топливо
доставляется с Земли; кислородно-водородная ДУ от системы
электролиза воды имеег самые низкие расходы на цикл экс¬
плуатации и является по этому показателю наиболее перспек¬
тивной, если источником воды является сама ОКС. Эксплуа¬
тационные расходы на ДУ с омическими ЭРД на углекислом
газе ниже, чем на более сложных ДУ на метане.
Потенциальное развитие ДУ, Развитие ДУ ОКС может про¬
исходить в различных направлениях: требование более высоко¬
го суммарного импульса из-за увеличения площади поверх¬
ности электрической энергоустановки; улучшение характерис¬
тик ДУ с целью снижения массы доставляемого топлива; объе¬
динению ДУ с другими системами ОКС; снижение загрязнения;
повышение эксплуатационной надежности.
В настоящий момент не представляется возможным коли¬
чественно оценить развитие ОКС, однако можно предположить,
что основным направлением будег утилизация отходов и све¬
дение к минимуму дозаправок топливом. Конечной целью это¬
го направления является полная утилизация отходов СОЖ и
производственно-технологических установок, а также исполь¬
зование выкипающих компонентов из топливо хранилищ для
МТА.
Критерий потенциального развития включает в себя лег¬
кость модульного расширения, простоту интеграции с другими
164
системами ОКС и наименьшую стоимость модернизации. ДУ с
минимальной интеграцией с другими системами ОКС (кислород¬
но-водородная; газодинамическая на горячем водороде, кисло¬
родно-водородная с омическими ЭРД на водороде и комбини¬
рованная с управлением ориентацией газодинамическими двига¬
телями на горячем водороде и компенсацией аэродинамическо¬
го сопротивления кислородно-водородными двигателями) легче
всего поддаются модульной модернизации. ДУ с большой сте¬
пенью интеграции с другими системами ОКС (кислородно-во¬
дородная, использующая электролиз воды; кислородно-водород¬
ная, связанная с СОЖ и газодинамическая на горячем водо¬
роде, связанная с СОЖ) обладают более легкой интегриру¬
емостью с ОКС при более низких затратах на доработки.
Эксплуатационная надежность. При оценке эксплуатацион¬
ной надежности рассматривались компонуемосгь на носителе,
занимаемый на ОКС объем, наличие топлива, легкость началь¬
ного развертывания, сложность дозаправки и ремонтопригод¬
ность.
Все анализируемые ДУ образованы двигательными моду¬
лями, которые могут использоваться на раннем этапе раз¬
вертывания ОКС. Наиболее простой и легкой для начального
развертывания является однокомпоненгная ДУ (на горячем
водороде). ДУ, питаемые ог СОЖ или от системы электролиза
воды, имеют большее число стыковочных разъемов, поэтому
развертывать их сложнее. Но функционирование этих ДУ в
меньшей степени зависит ог дозаправки.
Модульное построение повышает ремонтопригодность систем
ДУ и сводит к минимуму число операций, требующих выхода в
открытый космос. К элементам, требующим максимального
времени для замены, относятся кислородные баки, кислород¬
ные теплообменники и быстродействующие разъемы. Из сообра¬
жений безопасности работы по обслуживанию кислородного обо¬
рудования должны быть сведены к минимуму.
Самой высокой ремонтопригодностью обладает кислородно¬
водородная ДУ, питаемая от специализированного блока элект¬
ролиза воды.
Потенциальная интегрируемость с элементами ОКС, Криге-
рий интегрируемости ДУ с другими системами ОКС учитывает
возможность развития ОКС в направлении создания бортового
комплекса систем, в известной мере независимого ог дозапра¬
вок с Земли. В этот комплекс могуг входить ДУ, СОЖ, СЭП,
производственно-технологические установки, а также другие
системы, которые потребляют топливо и другие рабочие гела
165
<0
El
s
q
Ю
05
Суммарные классификационные показатели ДУ
8
13,7
6,7
15,0
6,7
6.4
3,1
3,5
55,1
7
16,1
4,0
5,0
8,1
9,2
3,8
2,5
48,7
Варианты ДУ (см. с. 159-160)
6
5,3
4,0
5,0
8,6
9,2
4,8
2,5
39,4
5
13,1
6,7
6,3
11,5
9,2
7,6
1,5
55,9
4
20,1
16,0
10,0
10,5
9,2
3,1
2,1
71,0
3
9,8
6,7
10,0
6,5
9,2
4,8
1,5
48,5
2
29,6
16,0
15,0
6,5
6,4
4,4
3,6
81,5
1
12,3
6,7
15,0
9,2
6,4
4,8
3,6
58,0
Весо¬
вой
пока¬
затель
30
16
15
13
11
10
5
100
Критерии
Надежность и безопасность
Потенциальное загрязнение
Технический риск
Стоимость
Потенциальное развитие
Эксплуатационная надеж¬
ность
Интегрируемость с другими
системами ОКС
Итого:
166
либо являются их потенциальными источниками. Интеграция
ДУ с другими системами ОКС и утилизация их отходов с соз¬
данием импульса тяги может значительно снизить расходы
на дозаправку.
Автономность ДУ в узком смысле определяется потребнос¬
тями в электропитании и наличием топлива. Наименьшим пот¬
реблением энергии отличаются ДУ с малым расходом водорода,
так как для термостатирования водорода энергии требуется
больше, чем для других рабочих тел.
Из рассмотренных вариантов ДУ для ОКС наиболее перс¬
пективной по критерию интегрируемости и независимости от
допоставки с Земли является кислородно-водородная ДУ, свя¬
занная с СОЖ.
Результаты оценки вариантов ДУ по полным классификаци¬
онным показателям приведены в табл. 4.4. Как видно из табли¬
цы, две водородные ДУ имеют самый высокий классификацион¬
ный показатель надежности и безопасности, поскольку эти ДУ
отличаются простотой (работают на одном компоненте) и на¬
именьшим числом комплектующих узлов. Так как истекающие
струи двигателей этого типа образованы только водородом,
потенциальное загрязнение от них наименьшее и, следователь¬
но, классификационный показатель водородных ДУ по загрязне¬
нию наибольший. Наименьшим техническим риском характери¬
зуются кислородно-водородная ДУ и двигатель на горячем
водороде. Технология этих ДУ освоена достаточно хорошо.
ДУ на продуктах электролиза воды имеет наивысший класси¬
фикационный показатель начальной стоимости и расходов на
цикл эксплуатации. Эго обусловлено низкими эксплуатацион¬
ными затратами. Однако и двигатель на горячем водороде, и
омический ЭРД на водороде имеют высокий стоимостной клас¬
сификационный показатель, что объясняется низкой стоимостью
разработки и низкими расходами на дозаправку (благодаря
высокому удельному импульсу омических ЭРД).
С точки Прения потенциального развития перспективной яв¬
ляется ДУ с омическими ЭРД и кислородно-водородная ДУ,
использующая продукты электролиза воды (низкие расходы на
дозаправку). Наивысший классификационный показатель потен¬
циального развития имеет ДУ, связанная с СОЖ и позволяю¬
щая осуществлять утилизацию отходов от других систем ОКС.
Что касается массовых и объемных характеристик анализи¬
руемых вариантов, го наиболее эффективной в этом смысле
является кислородно-водородная ДУ. Значительному снижению
массы и объема способствует включение в состав ДУ на горя-
167
чем водороде, омических ЭРД на водороде (вариант 4). Кроме
того, применение омических ЭРД обеспечивает удаление
отходов СОЖ и технологических бортовых систем с созданием
дополнительного импульса тяги.
Принимая во внимание бортовые потребности в топливе, со¬
здание хранилища топлива для кислородно-водородных МТА,
развитие СОЖ и наличие избытка топлива на борту КС Space
Shuttle, можно предвидеть интеграцию потребителей водорода,
кислорода и воды на борту ОКС.
Рис.60. Укрупненные схемы ДУ ОКС Space Station,
интегрированных с другими ее системами: а - кислородно—
водородная ДУ; б - электротермическая ДУ; 1 - отхо¬
ды воды из лабораторных установок; 2 - отходы воды из
СОЖ; 3 - кислород для СОЖ; 4 - углекислый газ; 5 -
избыточная вода; 6 - установка для электролиза воды;
7 - накопитель кислорода; 8 - избыточный водород; 9 -
накопитель водорода; 10 - обработка углекислого газа;
11 - бортовые установки и СОЖ; 12 - отходы воды; 13 -
накопитель окислительных газов; 14 - накопитель восста¬
новительных газов; 15 - накопитель воды; 16 — паро-
газогенератор
168
4.6.4. Базовый вариант ДУ ОКС
В результате многочисленных исследований, подобных упо¬
мянутым выше по завершении этапа В NASA остановилось
[79] на кислородно-водородной ДУ, использующей в качестве
компонентов продукты электролиза воды, и электротермичес¬
кой ДУ малой тяги, использующего в качестве компонентов
продукты утилизации отходов других систем. Что касается
соответствия погребных запасов топлива для ДУ и количества
технической воды, использованной на боргу ОКС в различных
ее системах и промышленно- технологических установках,
и других отходов, го результаты соответствующих исследо¬
ваний [84] показали возможность полного удовлетворения
пог ревностей ДУ в топливе за счет бортовых источников.
Исключение составляет начальный период существования ОКС,
когда на ее боргу еще не ведутся широкомасштабные экспери¬
менты и не функционируют производственно- технологические
установки, а также не полностью укомплектован экипаж (или
ОКС еще работает в автоматическом режиме). D такой ситуа¬
ции запас рабочего тела (например, в виде воды) можег быгь
доставлен на боргу КС Space Shuttle.
На рис. 60 представлены возможные варианты укрупнен¬
ных схем ДУ, интегрированных с другими системами ОКС,
которые были взяты за основу при оценке характеристик ДУ
ОКС по результатам этапа В.
Конструктивное исполнение базового варианта ДУ закла¬
дывается в виде четырех независимых блоков кислородно-во¬
дородных двигателей и одного блока омических ЭРД.
Каждый блок кислородно-водородных двигателей включает в
себя девять двигателей, баллоны высокого давления с газооб¬
разным кислородом и водородом и соогвегсгвуюцие клапаны и
устройства управления. Трубопроводы соединяют баллоны с
компонентами топлива каждого блока с центральным агрегатом
производства кислорода и водорода. Блоки кислородно-водород-
ных двигателей предполагается разместить на двух продоль¬
ных ферменных балках по два на каждой. При этом три двига¬
теля в каждом блоке предназначены Для обеспечения маневра
по изменению высоты, а остальные - для управления положе¬
нием вокруг центра масс.
блок омических ЭРД включает в свой состав восемь дви¬
гателей, предназначенных для компенсации аэродинамическо¬
го сопротивления, и баллонов с окислительными и воссгано-
вигел ьными га за г м.
1 69
Кислородно-водородные двигатели разрабатывались исходя
из требований десятилетней эксплуатации ОКС Space Station,
при этом замена ДУ в расчетном варианте не предусматрива¬
ется. Каждый двигатель в блоке рассчитывался на импульс
тяги 67* 106 Н'с. В каждом блоке резервными являются
два двигателя из трех. Проектные характеристики кислородно¬
водородного двигателя следующие [79].
Прототип кислородно-водородного двигателя уже прошел де¬
монстрационные испытания, которые в целом подтвердили
возможность достижения проектных характеристик. Продолжи¬
тельность испытания составила более 24 ч при соотношении
компонентов от 3:1 до 8:1. Наибольшая продолжительность
непрерывной работы составила при этом 6,1 ч, а самый ко¬
роткий импульс по времени длился 0,3 с. Всего было отрабо¬
тано 1СИ импульсов. Охлаждение камеры сгорания регенера¬
тивное, в качестве матеоиала для корпуса двигателя была
выбрана медь, для трубопроводов - нержавеющая сталь. Масса
демонстрационного образца двигателя составляет 3,6 кг.
Омические ЭРД, создаваемые для ОКС, в качестве рабо¬
чего тела будут использовать различные отходы бортовых сис¬
тем и промышленно-технологического оборудования, а также
остатков рабочих тел КС Space Shuttle и МТА. Такими рабо¬
чими телами могут быть углекислый газ, метан, водород, азот,
кисчоиод, инертные газы, вода и т.д. Кроме различия в свой¬
ствах используемых рабочих тел особенностью омических ЭРД
я влдет< я большая степень дросселирования по расходу и элект-
кой мощности (и проекте заложено соотношение 3:1), То -
Тяга, H
102-111
Давление в камере сгорания, кПа
690
Соотношение компонентов
от 3:1 до 8:1
Степень расширения сопла
30:1
Удельный импульс тяги (при соотно¬
шении компонентов 4:1), Нвс/кг
3924
Минимальная продолжительность
рабочего импульса, мс
30
Минимальный импульс тяги, Н*с
менее 2
Ресурс (по числу импульсов)
1- 106
I7
кой подход объясняется гем, что в одном случае при большом
избытке технической воды на борту ОКС двигатель может
работать при малой электрической мощности, а обеспечивать
потребный уровень тяги за счет большого расхода, а в другом
случае, когда может иметь место дефицит рабочего тела, дви¬
гатель должен будет работать с предельной эффективностью.
Величина удельного импульса тяги (Н*с/кг) в зависимости
от вида рабочего тела будет изменяться и при этом значитель¬
но, в частности.
Тяга, Н
0,13-0,45
Давление в камере сгорания, кПа
345
Степень расширения
1000
Максимальная температура рабочего
тела, °C
1000
Максимальная температура стенки
камеры сгорания, °C
1400
Срок функционирования, годы
10
Время работы двигателя, час
10000
Суммарный импульс тяги, кН* с
8900
Максимальная удельная мощность,
Вг/ч
2,5 (С02) - 7 (П2)
Прототип штатного омического ЭРД прошел демонстрацион¬
ные испытания и подтвердил расчетный ресурс - 10000 ч.
171
22-2
Базовые проектные характеристики омического ЭРД сле¬
дующие [ 24].
Аргон
- 1324
Углекислый газ
- 1275
Гелий
- 4169
Водород
- 4905
'Азот
- 1570
Водяной пар
- 1962
Этот двигатель имеет соосную компоновку — в геометричес¬
ком 'Центре расположен платиновый нагреватель, зафиксиро¬
ванный по отношению к корпусу (цилиндрической оболочке)
с помощью изолятора. В процессе испытаний был достигнут
термический КПД, равный 9 2%.
Основное внимание на следующих этапах разработки ДУ
предполагается уделить обеспечению надежности и работоспо¬
собности с минимальным вмешательством для проведения ре¬
монтно-восстановительных работ и материально-технического
обслуживания. Одним из основных путей обеспечения высокой
надежности является резервирование, в частности по каждой
из трех осей в блоке кислородно-водородных двигателей пре¬
дусмотрено троирование основного функционального элемента,
г.е. при возможности обеспечения требуемой тяги одним дви¬
гателем в составе блока предусматривается три. При проект¬
ном ресурсе 165 ч и 50 000 термических циклов для кис¬
лородно-водородного двигателя и 10 000 ч для омического
ЭРД для каждого из них предусмотрено техническое обслужи¬
вание только один раз за десять лег функционирования ОКС.
Большое внимание с точки зрения повышения надежности
было уделено выбору конструкционных материалов. В частнос¬
ти, для камеры сгорания кислородно-водородного двигателя
выбран медный сплав. При этом максимальная расчетная тем¬
пература стенки составляет менее 600°С с градиентом по тол¬
щине менее 40°С. Ограничением температуры предполагается
обеспечивать большой ресурс и омических ЭРД, в частности,
максимальная расчетная температура нагревателя составляет
1400°С, чго ниже температур, при которых могут иметь
место какие-либо серьезные термохимические эффекты. При
таких температурах функционируют коммерческие нагреватель¬
ные элементы и в условиях окислительной окружающей среды
имеют ресурс более 10 000 ч. Для повышения надежности
омических ЭРД используются также такие традиционные сред¬
ства, как резервирование элементов арматуры, клапанов,
электроавгомагики и т.д.
Кроме испытаний отдельных двигателей на подтверждение
проектных требований предполагается [79] проведение прог¬
раммы комплексных испытаний в сочетании с устройством
электролиза воды и другими системами, с которыми должна
будет функционировать ДУ в составе ОКС.
172
5. ОРГАНИЗАЦИЯ РАБОТ ПО ПРОГРАММЕ
SPACE STATION
Идея создания постоянной космической станции на около¬
земной орбите начала приобретать реальные очертания в кон¬
це 6О-х годов. Объявленная в то время направленность разви¬
тия космической техники сводилась по существу к решению
двух важнейших практических задач [38]: созданию и массо¬
вому применению экономических средств доставки на орбиту
полезной нагрузки, а также обеспечению постоянного присут¬
ствия человека в космическом пространстве.
Первую задачу в США было решено выполнить посредством
принципиально новой транспортной космической системы мно¬
горазового использования, а создание многофункциональной
ОКС рассматривалось как задача последующих этапов разви¬
тия космической техники. И Действительно, в 7 0-х годах круп¬
номасштабные рабогы велись фактически только по проекту
Space Shuttle, а идея разработки ОКС практически исчезла
из состава приоритетных задач NASA. И только в начале
8О-х годов, после первых полетов ТКА Space Shuttle
открылась возможность финансирования крупной космической
программы Space Station.
Официально программа Space Station бьша признана прио¬
ритетной общенациональной программой на ближайшее десяти¬
летие в 1984 г. [53, 85, 86], что позволило NASA развер¬
нуть рабогы, обратившись к ведущим авиакосмическим органи¬
зациям с предложением принять участие в конкурсе на проек¬
тирование ОКС. При этом конгресс США ограничил объем фи¬
нансирования на программу суммой в 8 млрд. долл, (в ценах
1984 г.).
Многие фирмы предложили многочисленные варианты ОКС
на конкурс, из которых к концу этапа А (предварительные
изыскания) были огобраны, как указано выше, два: однобалоч¬
ная схема - "энергетическая башня" и двухбалочная ("двух¬
килевая") схема. В эго же время было принято решение о при¬
влечении к реализации программы других стран, в первую оче¬
редь Западной Европы, а также Канады и Японии. При этом в
качестве одной из основных причин этого шага указывают
[381 именно ограничения на объем финансирования, принятый
конгрессом США.
Общие затраты на программу Space Station благодаря при¬
данию ей статуса международной на 1986 г. оценивались
•/же в 12 млрд, долл., из которых, кроме указанной суммы
173
8 млрд, долл., представляемой США, на долю стран Западной
Европы приходилось 2 млрд, долл, и по 1 млрд. долл, на долю
Японии и Канады. С ES'A (представляющей интересы стран
Западной Европы) и национальными космическими агентствами
Канады и Японии в начале 1986 г. были подписаны соответ¬
ствующие соглашения, которые охватывали период до заверше¬
ния этапа В (обоснование проекта). Соглашение о продолжении
работ и переходе к этапу С/D планировалось заключить позд¬
нее (по результатам этапа В ). Переход же к этапу C/D
планировался на май 1987 г.
В середине 1986 г. после сравнительного анализа предло¬
женных концепций для дальнейшей разработки была утвержде
на двухкилевая схема ОКС. Предполагалось, что в том же
году NASA завершит работы по этапу В и объявит конкурс
фирм на разработку и изготовление (этап С/D ) основных
элементов ОКС. После ряда переносов сроков в начале декаб¬
ря 1987 г. [87, 88, 89] были заключены контракты на эта¬
пы С/D по следующим четырем рабочим пакетам проекта.
174
Основные контракты, как видно, были заключены с фирма¬
ми Boeing и McDonnell Douglas. Предпочтение фирме Boeing
по первому пакету было отдано в связи с гем, чго уровень
системной проработки и общий подход к решению задачи были
признаны более приемлемыми (по сравнению с предложениями
фирмы Martin Marietta).
Выданный этой фирме контракт (стоимостью 750 млн.
долл.) [87 ] предусмагриваег посгавку жилых модулей, а
также соединительных конструкций, шлюзовых камеи, хоэяй-
Содержание работ
Фирма,
получившая контракт
1. Создание жилого модуля и лабо¬
раторного модуля
Boeing
2. Создание главной поперечной фер¬
мы, шлюзовых камер и некоторых
бортовых систем
McDonnell Douglas
3. Создание автономной автоматичес¬
кой платформы и некоторых при¬
боров
General Electric
4. Создание энергоустановки
Rocketdyne
ственного Опока, СОЖ, СТР, видеозвуковых систем, оборудо¬
вания для медико-биологических исследований и систем меди¬
цинского контроля.
Выдача контракта фирме McDonnell Douglas во многом обус¬
ловлена гем, что стоимость работ по предложению фирмы
Rockwell International] была значительно выше. По контракту
(его стоимость 1900 млн. долл.) [88] предусматривается
поставка несущей ферменной конструкции, четырех узлов соеди¬
нения жилых модулей, двух шлюзов для соединения с ТКА
Space Shuttle и обеспечения внекорабельной деятельности,
подвижной опоры для манипулятора, создаваемого в Канаде,
систем управления данными, слежения, связи, ориентации и
стабилизации, средств обеспечения внекорабельной деятельности
(включая скафандры), устройства причаливания и стыковки.
В числе других основных работ по ОКС на этапе C/D,
не указанных в предыдущих контрактах, можно выделить [90]: ■
исследование принципов сборки модульных конструкций с по¬
мощью робототехнические средств при кратковременном учас¬
тии космонавтов, разделение работ между государственными
организациями и частными фирмами, определение наиболее
эффективных путей коммерциализации космических исследова¬
ний, распределение полетов по обслуживанию ОКС между ТКА
Space Shuttle и одноразовыми РН, выбор методов обеспе¬
чения безопасности экипажа на боргу ОКС с предваригельной
раэрабогкой аварийного спускаемого аппарата, завершение пре¬
дварительных переговоров по участию ESA, 1 Канады и Японии
в разработке отдельных элементов инфраструктуры ОКС и
дальнейшей ее эксплуатации.
В процессе работ на этапе В, предшествующих заклю¬
чению упомянутых контрактов, произошли изменения в оценках
стоимости программы и затраты на НИОКР уже оценивались
в 16 млрд, долл., а по результатам анализа, проведенного
Национальным исследовательским советом США, стоимость
HHQKP составит 17,9 млрд. долл. [91], а суммарные затра¬
ты на разработку и развертывание ОКС Space Station достиг¬
нут 27,6 млрд. долл. При этом на стадию выработки основ¬
ной концепции ОКС приходится 3% всей стоимости программы,
на проектно-конструкторские рабогы - 12%, на производст¬
во - 35%, на эксплуатацию до 50% стоимости [92]. В этом
анализе также указаны основные Факторы, которые могут
повлиять на стоимость программы. Во-первых, расчетная гру¬
зоподъемность ТКА Space Shuttle не позволяет выводить
на орбиту полностью собранные Модули ОКС, что осложняет
175
процесс сборки. Кроме того, не исключено, чго в процессе со¬
здания масса эгих модулей превысит расчетную. Такое явле¬
ние характерно для большинства космических систем. Во-вто¬
рых, NAS'А предусмотрен небольшой резерв материальной
части для основных элементов ОКС. Такой подход снижает
расчетную стоимость, но повышает степень риска и может при¬
вести к увеличению сроков. В-третьих, в NASA принята
структура управления, аналогичная использовавшейся в прог¬
рамме Apollo, ' однако программа Space Station значительно
сложнее и рассчитана на несколько десятилетий. Для эффектив¬
ной увязки всех работ как на этапе отработки, гак и на эгапе
эксплуатации, по мнению Совега [93], необходима более гиб¬
кая система финансового и административного управления.
Параллельно с развертыванием работ в США в фазу проект¬
ных работ вступила и программа Columbus, являющаяся вкла¬
дом стран Западной Европы в программу Space Station
и одновременно - первым шагом в создании постоянно дейст¬
вующей ОКС, находящейся под конгролем ESA [45, 46]. Со¬
гласие на участие в программе Columbus дали 8 стран. Их
взносы покрывают погребные заграгы на 91%. ФРГ взяла на
себя 38%, Италия - 25%, а Франция - несколько менее 14%.
Для четырех космических объектов, которые должны быть со¬
зданы по программе Columbus, предусмотрены запуски в следу¬
ющие сроки: автономная автоматическая орбитальная платфор¬
ма Eureca—В - в 1994 г., обитаемый блок для использова¬
ния в составе американской ОКС - в 1996 г., автоматичес¬
кая платформа на полярной орбиге - в начале 1997 г. и за¬
падноевропейская обитаемая ОКС Pallas - в 1998 г.
6. ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТЬ РАЗВЕРТЫВАНИЯ ОКС
SPACE STATION НА ОРБИТЕ
В соответствии с программой Space Station основным г£Вн-
спортным средством для доставки элементов ОКС на орбиту
является ТКА Space Shuttle. Следовательно, время развер¬
тывания ОКС практически определяются возможным темпом
запуска этого аппарата. При оценке эгих возможностей было
установлено [94], что в рамках программы Space Station,
вероятно, удастся осуществлять не более пяти полетов ТКА
в год. Один из вариантов графика полетов ТКА Space Shuttle
для доставки на орбиту элементов ОКС выглядит следующим
образом.
176
Номер
полетов
Ориентировочная
дата полета
Состав полезной нагрузки
1
январь 1993 г.
Элементы ферменной конст¬
рукции
Элементы СЭП
2
февраль 1993 г.
Элементы ферменной конструк¬
ции
Элементы СЭП
Комплекс MSC (Канада)
3
-
Элементы ферменной конструк¬
ции
4
-
Служебное оборудование
Элементы ферменной конструк¬
ции
5
-
Научное оборудование
Стыковочные узлы, туннели-
лазы, шлюзовые камеры
6
август 1993 г.
Американский лабораторный
модуль
7
-
Стыковочные узлы, туннели-
лазы, шлюзовые камеры
8
-
Американский жилой модуль
9
январь 1994 г.
Американский модуль снабжения
10
февраль 1994 г.
Японский экспериментальный
лабораторный модуль |ЕМ (гер¬
метический отсек)
11
-
Элементы СЭП
12
август 1994 г.
Западноевропейский лабора¬
торный модуль
13
ноябрь 1994 г.
Открытая платформа японско¬
го лабораторного модуля JEM"
14
февраль 1995 г.
Оборудование для обслуживания
космических объектов
23-1
177
Рис. 61. Исходная конфигурация ОКС Space Station 1 - радиаторы СЭП; 2 - радиатор
СТР; 3 - связка герметических модулей; 4 - блок гироскопов; 5 - узел поворота; 6 -
стыковочный узел1; 7 - двигатели реактивной системы управления; 8 - полезная нагрузка;
9 - солнечные батареи
178
В целом программа развертывания ОКС на орбите разделе¬
на на два этапа. На первом этапе развертывается гак называе¬
мая "первичная''' конфигурация ОКС (рис. 61) и его заверше¬
нием должно быть начало эксплуатации станции в пилотируе¬
мом режиме. А на втором этапе предполагается вывести
на орбиту остальные элементы как ОКС, .так и других косми¬
ческих объектов, создаваемых в рамках этой программы.
При гаком двухэгапном развертывании ОКС на первом эта¬
пе первый полег ТКА Space Shuttle планировался на ян¬
варь 1993 г. При этом на его борту на орбиту будет достав¬
лен комплект стержней для монтажа главной поперечной фер¬
мы, одна соединительная конструкция и одна из двух панелей
солнечных батарей. В течение семисугочного полета кос¬
монавты должны будут осуществить предварительную сборку
эгих элеменгов ОКС с использованием дистанционного мани¬
пулятора.
Главная поперечная ферма собирается из элеменгов, имею¬
щих форму куба со стороной 5 м. Каждый элемент собирает¬
ся из 13 трубчатых стержней: 6 "горизонтальных", 2 "вер¬
тикальных" и 5 ", диагональных". Диаметр стержней 5 см.
Анализировались два способа монтажа:
1) стапель для монтажа крепится в грузовом отсеке КС
Space Shuttle, в котором и осуществляется сборка одного
кубического элемента; после этого космонавты сдвигают его
по направляющим рельсам стапеля, освобождая место для
монтажа следующего кубического элемента, который наращива¬
ется на предыдущем;
2) собранный в грузовом отсеке кубический элемент кре¬
пится в нем к предусмотренным для эгих целей кронштей¬
нам, стапель же перемещается вдоль фермы по мере наращи¬
вания кубических элеменгов; при этом космонавты постепен¬
но удаляются ог КС.
Сравнивая между собой эги способы, следует отметить,
чго недостатком первого является сложность быстрого отделе¬
ния стапеля ог грузового отсека в случае возникновения ава¬
рийной ситуации, требующей экстренного возвращения космо¬
навтов на Землю, а удаление космонавтов ог КС, предусмат¬
риваемое вторым способом, сопряжено для них определен¬
ным риском. Специалисты отдают предпочтение [34, 95]
второму способу, полагая, чго операция, связанная с удалени¬
ем космонавтов ог КС, должна быть освоена для других
работ.
23-2
179
При втором полете ТКА Space Shuttle на этой программе
на орбиту будут доставлены: первая партия элементов канадс¬
кого мобильного центра обслуживания, исполнительными орга¬
нами которого являются дистанционные .манипуляторы, вторая
панель солнечных батарей и еще одна соединительная конст¬
рукция, В процессе этого полета космонавты должны будут
завершить сборку поперечной фермы и панелей солнечных ба¬
тарей.
Уже в пятом полете на ОКС предполагается доставить жи¬
лой отсек (американского производства), а в 1994 г. пос¬
ле восьмого полета ОКС должна эксплуатироваться в пилоти¬
руемом режиме.
Масса "первичной" ОКС 'составит iv3 2.0 г, длина глав¬
ной фермы 135,6 м, размах панелей солнечных батарей 60 м.
В состав ОКС должны в,ходигь четыре герметических модуля:
американский обитаемый блок; американская блок-лаборато¬
рия; обитаемый блок западноевропейской организации ESA,
создаваемый по программе Columbus, и японская многоцеле¬
вая лаборатория JEM
Состав экипажа и сроки его пребывания на борту ОКС окон¬
чательно определяются только к началу развертывания. Вариан¬
ты же прорабатывались с начала разработки проекта. В част¬
ности, в начале этапа В рассматривался экипаж в составе 8
человек, которые должны меняться каждые 180 суг. В конце
этапа В был определен состав экипажа в количестве четырех
человек: командир, два космонавта-профессионала и один
член экипажа, не входящий в состав отряда космонавтов, а
период сменяемости был определен в 90 суг [96].
Позднее, в связи с гем, чго NASA принимает меры по ос¬
лаблению зависимости программы ОКС от полетов ТКА Space
Shuttle, рассматривалась возможность перехода с 90-сугоч-
ной вахты на 120-сугочную. Такой переход позволит сократить
число ежегодных полегов с восьми до пяти-шести.
Предполагается, чго срок активной эксплуатации ОКС Space
Station составит не менее 30 лег. В связи с этим рассматри¬
вается вопрос о наращивании ОКС в период эксплуатации с
Целью расширения ее возможностей. Несмотря на го, чго толь¬
ко развернуты работы по проектированию базового варианта
первого этапа, уже делаются прогнозы возможного роста энео-
гопогребления, числа полезных нагрузок, расширения круга эк¬
спериментов и коммерческих задач, увеличения численности
экипажа. Оценено [97] несколько вариантов компоновочных
схем ОКС в наращенном варианте, ориентированных как на
пилотируемое, гак и роботизированное обслуживание. Рассмаг-
180
риваюгся, как правило, схемы на базе утвержденного варианта
ОКС. В частности, предполагается, чго к 2005 г. возможно
дооборудование ОКС четырьмя-пятью модулями для размещения
18 членов экипажа с одновременным увеличением мощности
СЭП до 300 кВт, Предполагается также, чго для наращивания
ОКС еще шире будет развита международная кооперация, а эта¬
пы наращивания будуг согласованы с другими космическими про¬
граммами, такими, как создание новой транспортной косми¬
ческой системы, разработка постоянно действующей лунной ба¬
зы.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Все вышесказанное подтверждает выводы о том, чго разви¬
тие многоблочных ОКС являегся актуальнейшим направлением
развития современной практической космонавгики на период
15-30 лег. Широкая инфраструктура ОКС, включающая десят¬
ки разнообразных космических объектов, обеспечит практически
весь погребный диапазон условий по микрогравитации, уровню
вакуума, энергообеспечению, точностям ориентации и стабили¬
зации, объему передаваемой информации, располагаемым мас¬
сам и объемам для большинства целевых полезных нагрузок на¬
учного прикладного и коммерческого назначения.
Появившиеся в последнее время сообщения указывают на
возможность частичной переориентации ОКС Space Station под
решение военно-сграгегических задач в рамках известной про¬
граммы СОИ. Возможное размещение военных полезных наг¬
рузок на борту ОКС ставит под сомнение широкую между¬
народную кооперацию в ее создании и эксплуатации. Однако
общие принципы проектирования многоблочных ОКС найдуг от¬
ражение в других аналогичных проектах, в первую очередь
западноевропейской ОКС Columbus.
Развитие многоблочных космических конструкций являегся
необходимым шагом в широкомасштабном освоении ресурсов
Солнечной системы, первым шагом в создании космических
предприятий и поселений.
23-3
181
Л И ТЕ Р А ТУ Р А
1. De Sanctis С., Priest Wood W. Space Station overview //
AIAA Pap. - 1987. - N 315. - P. 1—11. См. ккже РЖ PKT,
1988, 3.41.107; ЭИ АИР, 1988, вып. 22, ргф. 104*.
2. Spacelab to Space Station //Earth—Orient. Appl. Space Tech—
nol. - 1985. -_5, N 1-2. - P. 3-160. См. также РЖ PKT,
1986, 1.41.199.
3. Stofan Andrew J . A research laboratory in s.pace// Acta
astronaut. — 1988. — 18, N 18. — P. 39—43. См. также РЖ
PKT, 1988, 9.41.97.
4. Hodge T..D.. The U.S., Space Station programme // J. Brit.
Interplanet. Soc. — 1985. — 38, N 7. — P. 315-318. См. также
РЖ PKT, 1986, 2 .41 .95.
5. Harwood Q.P.. An evolutionary Space Station architecture // J.
Brit. Interplanet. Soc. — 1985. - 38, N 7. — P. 305—314.
См. также РЖ PKT, 1986, 2 .41 .96.
6. Franklin I.V. Space Station users .// J. Brit. Interplanet.
Soc. — 1985. — 38. - N 7. — P. 301—304. См. также РЖ
PKT, 1986, 1 .41.48.
7. Sax H., Collet I. Utilization planning //Earth—Orient. Appl.
Space Technol. — 1986. — 6. N 1. — P. 53—56. См. также
РЖ PKT, 1987, 7 .41.90.
8. Cline H.P , Thomas A. Space Station user servicing system
architecture and operational aspects // AIAA Pap. — 1988. —
N 3504. - P. 1-11.
9. Imai R„ Homma M.. Hara N. Conceptual design of the advan¬
ced technology platform I1 Acta astronaut. — 1988. — 18. —
P. 63-71. См. также РЖ PKT, 1988, 9.41 .102 .
10. Boudreault R. Design and economics of a free—flying platform
for space manufacturing .// Acta astronaut. — 1988. — 17,
N 4. - P. 415-420. См. также РЖ PKT, 1988, 10.41 .99.
11. Aepli T.C4 Alvarado U.R. Space Station pay loads accomoda¬
tion. 7 IEEE Aerosp. and Electron. Syst. Mag. — 1987. — 2.
N 1. - P. 13-17. См. также РЖ PKT, 1987, 7 .41 .79.
* РЖ PKT означает реферативный журнал ВИНИТИ, выпуск
"Ракетостроение и космическая техника", далее следуют год
издания, номер и индекс выпуска и номер реферата. ЭИ АИР
означает Экспресс-информацию ВИНИТИ, серия "Астронавтика
и ракетодинамика", далее следуют год издания, номер выпуска
и номер реферата.
182
12. Tompkins S.S., Bowles D.E., Slemp W.S., Teichman L.A.
Response of composite materials to the Space Station orbit
environment // AIAA SDM Issues Int. Space Stat. Conf., Wil¬
liamsburg, Va, Apr. 21—22, 1988. Collect. Techn. Pap, —
Washington, D.C., 1988. — P. 108—116. См. также РЖ PKT,
1988, II .41258.
13. Mark N. Advanced technology for the Space Station //EAS—
CON 86: 19th Annu. Electron, and Aerosp. Syst. Conf., Wa¬
shington, 1986. — New York, 1986. — P. 24—32. См. также
РЖ PKT, 1987, 11.41.75.
14. Rose J..I.., Fitzpatrick T.D. The potential of materials proces¬
sing using the space environment // Space Stat, and Space
platforms — Cons. Des. Infrastruct. and users. — New York,
N..Y.. 1985. - P. 167-200. См. также РЖ PKT, 198b,
7.41.186.
15. Regel L.L. Analysis of new results in space materials scien¬
ce // 6 Eur. Symp. Mater. Sci. Microgr, Cond, Proc. Int. Symp.,.
Bordeaux, 2—5 Dec., 1986. — Paris, 1987. — P. 383—388.
См. также РЖ PKT, 1987, 12 .41 .193.
16. Leggett M..G.. The Space Station in chemical and pharmaceuti¬
cal research and manufacturing // J. Brit. Interplanet. Soc. —
1987. - 40. - P. 11-18. См. также РЖ PKT, 1987, 4.41 .176.
17. Bourat G. Space and pharmaceutical industry in the next de¬
cades // 6 Eur. Symp. Mater. Sci. Microgr. Cond. Proc. Int.
Symp., Bordeaux, 2—5 Dec., 1986. — Paris, 1987. — P. 25—31.
См. также РЖ PKT, 1987, 8.41 .191 .
18. Levin G.MM Erwin H..O. An overview of the office of space
flight satellite servicing program plan // Acta astronaut. —
1988. - 18. - P. 55-61. См. также РЖ PKT, 1988, 9.41 .261 .
1 9. Kerstein L. Wartenberg H. Technology for spacecraft servicing
on board the Space Station // Earth—Orient, Appl. Space
Technol. — 1986. — 6, N 2. — P. 191—211. См. также РЖ
PKT, 1987, 6.4 1 2 42.
20. Varsi G.. Herman DJI. Space Station as a vital focus for
advancing the technologies of automation and robotics //
Acta astronaut. — 1988. — 17. N 3. — P. 347-354.
См. также РЖ PKT, 1988, 9.41.49.
21. Powell L.E., Wood W.V., Baugher C.R. U..S. Laboratory
Module: its capabilities and accomodations to support user
payloads // Commer. Opportunities Space: Techn. pap. symp.,
Taipei, Apr. 19—24, 1987. — Washington, D.C., 1988. —
P. 1-34. См. также РЖ PKT, 1989, 3.41 .124.
183
22. Davis T. Science from the Space Station //Space Educ. -
1986. - 1, N 12. - P. 529-572. См. также РЖ PKT, 1987,
3.41.49.~
23. Primeaux G.RW Michaud R., Miller R, The life sciences bio¬
medical research planning for Space Station // SAE Techn.
Pap. Ser. — 1987. — N 871464. <- P. 1—7. См. также
ЭИ АИР, 1988, вып. 11, реф. 37-39.
24. Powell F..T.., Sedej Melaine, Lin Chin. Environmental control
and life support system requirements and technology needs for
advanced manned space missions // SAE Techn. Pap. Ser. —
1987. - N 871433. - P. 1-13. См. также РЖ PKT, 1988,
7.41.220.
25. Youngblood W.W„ Seiser Experiments to ensure Space
Station fire safety — a challenge // AIAA Pap. — 1988. —
N 540. - P. 1-9. См. также РЖ PKT, 1988, 1 1.41 .127.
26. Arno R.D. Accomodation life sciences on .the Space Station//
SAE Techn. Pap. Ser. - 1987. - N 871412. - P. 1-6.
См. также ЭИ АИР, 1988, вып. 11, реф. 37-39.
27. Banks P.Al. Science in space with the Space Station // AIAA
Pap. - 1987. - N 316. - P. 1-3. См. также РЖ PKT,
1988, 6.41.102 .
28. Weiss L.R.. OSSA^ telescience concept for the Space Station
era // AIAA Pap. — 1988. — N 120. — P. 1—3. См. также
РЖ PKT, 1988, 11 .41.126.
29. Konkel C.R., Miller C.J7.. Telerobotics and orbital laboratori¬
es: an end—to—end analysis and demonstration // Acta astro¬
naut. — 1988. — 18. — P. 83—89. См. также РЖ PKT, 1988,
9.41 .250.
30. Jackson R.W., Smith M.A. An operational concept for the
Space Station based Astrometric Telescope Facility .// AIAA
Pap. - 1988. - N 447. - P. 1-10. См. также РЖ PKT,
1988, 11.41.124.
31. Dabbs JM Davis B„ Davis J. The X-ray large array, II
implementation // AIAA Pap. — 1988. — N 654. — P. 1—5.
См. также РЖ PKT, 1988, 11 .41.123.
32. Koch D.G4 Goret P., Nein Max. A telescope for high energy
gammaray measurements in the Space Station era // AIAA
Pap. - 1988. - N 562. - P. 1-5. См. также РЖ PKT, 1988,
11.41.125.
33. Kline R., McCaffrey R., Stein B. A summary of potential
designs of Space Stations and platforms // RIENA, ATTI 25
CONVegno INI,. LE sullo spazio, Roma 1985. - P. 267-351.
184
34. Space Stations: 'A global overview ot their design, construc¬
tion, operation and maintenance: Space Stat. Symp. 38th Int.
Astronaut. Congr., Brighton, Oct. 1987 // Acta astronaut. —
1987. - 15, N 9. - P. 595-760. См. также РЖ PKT, 1988,
2.41.95.
35. Partners sign Space Station agreement // Flight Int. - 1988. —
134, N 4134. - С. 3. См. также РЖ PKT, 1989, 1 .41.1.
36. Schaefer R.J1.., Olsen R..E.., Fred J, A. The roles of astrona¬
uts and machines for future space operations // SAE Techn.
Pap. Ser. — 1985. — N 1332. — P. 1—11. См. также ЭИ
АИР, 19§-6, вьш. 16, реф. 59.
37. Beardssley А.С., Schaefer RJl. Impact of crew workload on
Space Station on—orbit operations Ц AIAA Pap. — 1987. —
N 505. — P. 1—8. См. также ЭИ АИР, 1988, вып. 6, реф. 21.
38. Vitek A, Peripetic kosmicke stanice :// Letectvia kosmonauti—
ka. - 1988. - N 7. - P. 242—243. См. также ЭИ АИР,
1988, вып. 24, реф. 113.
39. Космические аппараты /Под общ. ред. КЛ. Феоктистова. -
М.: Воениздат, 1983. - С. 319.
40. Clearwater Yvoune. Space Station habitability research //
Acta astronaut, — 1988. — 17, N 2. — P. 217—222.
См. также РЖ PKT, 1988, 9/41.99.
41. Rambaut Paul C. The prevention of adverse physiological
change in. Space Station crew-members // Acta astronaut. —
1988. - 17, N 2. - P. 199-202.
42. Clarke Mragaref M., Divona Charios Jn Thompson William M.
Manipulator arm design for the extravehicular teleoperator
assist robot (ETAR): applications on the Space Station fj
1st Annu. Workshop Space Oper. Autom. and Rob. (SOAR’87).
Proc. Workshop. (Houston, Tex.), Aug. 5—7, 1987. — Houston,
Tex., 1987. - P. 471-475. См. также РЖ PKT, 1988,
12 .41.84.
43. Jenkins L.M.. Telerobot for Space Station //. '1st Annu. Work¬
shop Space Oper. Autom. and Robot. (SOAR’87). Proc. Work¬
shop. (Houston, Tex.), Aug. 5—7, 1987. — Houston, Tex.,
1987. — P. 497—499. См. также РЖ PKT, 1988, 12.41.86.
44. Furniss T. Columbus: Europe’s place in space // Flight
Int. - 1986. - 130. N 4045. - P. 28-30. См. также ЭИ
АИР, 1987, вып, 95, реф. 130.
45. Shapland DJ. The Columbus programme — an overview //
ESPOIR: Proc. Eur. Symp. Polar Platform Opportunities and
Instrum. Remote-Sens., Avignon, 16—18 June, 1986. — Paris,
1986. - P. 11-17.
185
46. Pohiemann Frank. A concept for future autonomous European
Space Station Z/ Acta astronaut. — 1988. - 18, N 3. —
P. 385-393. См. также РЖ PKT, 1988, 9.41.100‘.
47. Kutzer A. The European Columbus programme У IEEE Aerosp.
and Electron. Syst. Mag. — 1987. — 2, N 1. — P. 2 — 12.
См. также РЖ PKT, 1987, 11.41.114.
48. Curran P..J.., Plummer S..E„ A polar platform for the remote
sensing needs of ecology and agriculture // Int. J. Remote
Sens. - 1987. - 8, N 4. - P. 555-567. См. также РЖ PKT,
1988,'7.41 .149.
49. Weydandt J., Richarz H..P.., Wartenberg H.,Kerstein L. The
evolution of serviceable Eureca // Acta astronaut. — 1987. —
15, N 12. - P. 1035-1049. См. также РЖ PKT, 1988,
4.41.124.
50. Jared R. The flowering of Japan’s_space program // Space
World. - 1986. - N 7. - P. 15-16. См. также ЭИ АИР,
1987, вып. 19, реф. 73.
51. Hasegawa Hideo. The Japanese experiment module IEEE
Aerosp. and Electron. Syst. Mag. — 1987. — 2, N 1. —
P. 17-23. См. также РЖ PKT, '1987, 11.41.116.
52. Saito M., Higuchi Shiraki K. Japanese experiment module
(JEM) preliminary design status ■// Acta astronaut. — 1987. —
16. - P. 47-53. См. также РЖ PKT, 1987, 12.41.78.
53. Thompson Robert. Space Station: designing the future //Space
Tech. 86: Proc. Conf., Geneva, May, 1986. — London, New
York, 1986. - P. 9-20. См. также РЖ PKT, 1988, 1.41.76.
54. Craig M..K. Definition status of the U..S.. Space Station system
:// Acta astronaut. — 1987. — 16, — P. 27—32. См. также
РЖ PKT, 1987, 12 .41 .7 5.
55. Ambrus Judith H., Herman Daniel H. The impact of launch
vehicle constrains on U..S.._ Space Station design and operati¬
ons Ц Acta astronaut. — 1988. — 18. — P. 45—47.
См. также РЖ PKT, 1988, 9.41 .98.
56. Schaefer R.H., Beardsley A.C. Space Station on—orbit opera¬
tions for the twenty first century // AIAA Pap. — 1986. —
N 2331. — P. 1—7. См. также ЭИ АИР, 1987, вып. 30,
реф. 113-114.
57. Итоги науки и техники. Серия Ракетостроение и космичес¬
кая техника / ВИНИТИ. - Т. 9: Межорбитальные транспорт¬
ные аппараты / В.К. Сердюк, Н.В. Толяренко. - М.,
1985. - 288 с.
58. Rault R. Ariane transfer vehicle (ATV) to supply Space Sta¬
tion // AIAA Pap. — 1987. — N 1862. - P. 1-8. См. также
186
ЭИ АИР, 1988, вып. 19, реф. 89.
59. Simon W.E., Noted D..L.. Manned spacecraft electrical power
systems 7/ Proc. IEEE.. — 1987. - 75, N 3. - P. 277-307.
См. также РЖ PKT, 1987, 10.41. 139.
60. Eggers G. Advanced power supply and distribution system fpr
Columbus // Acta astronaut. — 1988. — 17, N 1. - P. 99-114.
См. также РЖ PKT, 1988, 6.41.160.
61. Tanatsugu N., Yamashita M., Mori K., Nitta K. Analytical
study of solar ray supply system with light conducting cable
in space station // Proc. 14th. Int. Symp. Space Technol. and
Sci., Tokyo, May 27—June 1, 1984. — Tokyo, 1984. —
P. 1647-1651. См. также РЖ PKT, 1988, 11 .41 .116.
62. Berman D., McClure J,.W.. A comparison of scheduling algo¬
rithms for autonomous management of the Space Station ele¬
ctric energy system 7/ AIAA Guid., Navig. and Contr. Conf.,
Monterey, Calif., Aug. 17—19» 1987. Collect. Techn. Pap.
Vol. 2. — New York, N..Y.., 1987. — P. 1007—1016. См. также
РЖ PKT, 1988, 11.41 .74.
63. Hall J..B.., Sage K.H., Ferebee M..J.. Environmental control
and life support system technology options for Space Station
application 7/SAE Techn. Pap. Ser. — 1985. — N 1376. —
P. 1—11. CM. также ЭИ АИР, 1986, вып. 45, реф. 170.
64. Cruse Т.А., , Leger Parr Pigg O..E.. Long-life
assurance for Space Station: is it an issue? // AIAA SDM
Issues Int. Space Stat. Conf., Williamsburg, Va, Apr. 21—22,
1988. Collect. Techn . Pap. — Washington, D.C., 1988. —
P. 179-186. См. также РЖ PKT, 1988, 11.41.182.
65. Bosley L.L., Vogels on K. Application of an operations simula¬
tion program, Opsim, to space station life sciences mission
planing 7/SAE Techn. Pap. Ser. - 1987. - N 871523. -
P. 1-9. См. также ЭИ АИР, '1988, вып. 11, реф. 37-39.
66. Herrin М..Т.., Patterson D.W., Turner L.D.. Preliminary design
of the Space Station internal thermal control system ■// SAE
Techn. Pap. Ser. - 1987. - N 871505. - P. 1-11.
67. Kobayashi J. Conceptual fluid—dynamic heat rejection system
for Space Station application // J. Spacecraft and Rocke'ts. —
1986. - N 6. - P. 561-567. См. также ЭИ АИР, 1987,
вып. 42, реф. 163.
68. McIver D.E., DiBattista J..D,., Key R.W. Space Station con¬
trols research and technology overview // AIAA Pap. — 1985. —
N 355. — P. 1—5. См. также ЭИ АИР, 1986, вып. 35,
реф. 125.
187
69. Suffer T.R., Cooper Р,.A., Joung J,.W„ Dynamics and control
characteristics of a reference Space Station configuration //
AIAA S.DM Issues Int. Space Stat. Conf., Williamsburg, Va,
Apr. 21—22, 1988. Collect. Techn. Pap. — Washington, D.C.,
1988. - P. 144-154. См. также РЖ PKT, 1988, 11.41.177.
70 . Myers D. Second IAA/NASA/tlSAF symposium on automation
robotics and advanced computing for the national space pro¬
gram Ц AIAA Pap. — 1987. — N 1655. — P. 1—3. См. также
РЖ PKT, '1988, 6.41.3.
71. Hughes R.O. Linear quadratic control system design for Space
Station pointed payloads 7/ AIAA Guid.. Navig4 and Contr,
Conf., Monterey, Calif., Aug. 17—19, 1987. Collect. Techn.
Pap. Vol. 2. - New York, N..Y.., 1987. - P. 1247-1254.
См. также РЖ PKT, 1988, 11 41.208.
72. Hopkins M, Hahn E. Adaptive momentum management for the
dual keel Space Station // ГА1АА Pap. — 1987. — N 2596. —
P. 1472 — 1480. См. также РЖ PKT, 1988, 1 1.41.201.
73. Bishop L.R., Bishop RJl., Landsay K..L. Proposed CMG mo¬
mentum management Scheme for Space Station }J AIAA Guid,
Navig., and Contr., Conf., Monterey, Calif., Aug. 17—19,
1987. Collect. Techn. Pap. Vol. 2. — New York, N..Y..,
1987. - P. 1229-1236. См. также РЖ PKT, 1988, „IE41"196-
74. DeRyder L„ Troutmant P..Heck M. The impact of asymmetric
physical properties on large space structures // AIAA SDM
Issues Int. Space Stat. Conf. Williamsburg, A a, Apr. 21—22,
1988.. Collect. Techn. Pap. — Washington, D.C., 1988. —
P. 155-161. См. также РЖ PKT, H88, ,11.41.147.
75. Muratore J., Bigham J., Marker W. Space Station information
system integrated communications concept // AIAA Pap. —
1987. - N 2228. - P. 1-6. См. также ЭИ АИР, 1988,
вып . 22, реф. 107.
76. Dalton J., McCaleb F „ Sos J. Data storage systems techno¬
logy.for the Space Station era //AIAA Pap. 1987. — N 2022.—
P. 1-7. См. также ЭИ АИР, 1988, вып. 29, реф. 134.
77. Jones R.E. Space Station propulsion: the advanced develop¬
ment program at Lewis // AIAA Pap. — 1985. — N 1154. —
P. 1—6. См. также ЭИ АИР, 1986, вып. 21, реф. 78.
78. Shoji J.M., Meisl C.J., Glass J..F.., Tu W, Ebert S.J.,
Evans S.A, Tones L.. Campbell H. Oxygen/hydrogen Space
Station propulsion system concept definition for IOC 7/ AIAA
Pap. — 1986. N 1561. — P. 1—22. См. также ЭИ АИР,
1987, вып. 19, реф. 74.
18S
79. Larson V.R., Evans S.A. Propulsion for the Space Station 7/
Commer. Opportunities Space: Techn. pap. symp, 'Taipei,
Apr. 19—24, 1987. — Washington, D.C.,1988. — P. 435—461.
80 . Wilkinson C.L., Brennan S.M., Valgora M.E, Space Station
propulsion options 7/ AIAA Pap. — 1985. — N 1155. — P. 1—8.
81. Jones R.E. High— and low—thrust propulsion systems for the
Space Station // AIAA Pap.— 1987.— N 398. — P. 1-12.
См. также РЖ PKT, 1988, 6.41.159.
82. Monopropellant hydrazine systems for Space Station applica¬
tions.// AIAA Pap. — 1986. — N 1562. — P. 1—8. См. также
ЭИ АИР, 4987, вып. 30, реф. 115.
83. Senneff Richter G.P. A long-life 50 Ibf H2/O2 thruster
for Space Station auxiliary propulsion //AIAA Pap. — 1986. —
N 1404. - P. 1-8. См. также ЭИ АИР, 1987, вып. 17,
реф. 68.
84. Graetch J.E., Unterberg W. Fluid independance of the Space
Station 7/ AIAA Pap. - 1986. - N 2309. - P. 1-12.
См. также ЭИ АИР, 1987, 'вып. 25, реф. 96.
85. Langereux' Р. Le congres oblige la NASA a reviser le
projet de Space Station 7/ Air et cosmos. — 1988. — 26. —
N 1174. - P. 32, 35.
86. NASA and. Japan agree on Station ’//Flight Int. — 1988. —
133, N 4117. - P. 23. См. также РЖ PKT, 1988, 10.41.13.
87. NASA cites strengths, weaknesses of Space^ Station contract
bids [J Aviat. Week and Space Technol. —. 1987. — 127,
N 25. - P. 23-24. См. также РЖ PKT, 1988, 7.41.5.
88. McDonnell Douglas team will plan assembly of key elements
in space J J Aviat. Week and Space Technol. — 1987. — 127 .
N 23. - P. 22-23. См. также РЖ PKT, 1988, 7.41.6.
89. NASA issues development awards to four teams //Air and
Cosmos Mon. — 1988. — 2, N 1. — P. 62. См. также
РЖ PKT, 1988, 8.41.36.
90. Stofan Andrew I, Preparing for the future // Aerosp. Amer. —
1987. - 25, n 9. - P. 16—18, 20, 22. См. также РЖ PKT,
1988, 3.41.106.
91. NASA Space Station cost estimates too low,'NRC says //
Aerosp. Daily. — 1987. — 143, N 4. — P. 26—27. См. .также
РЖ PKT, 1988, 2.41.34. '
92. Hosmer Gordon J. Space Station: an integrated approach to
operational logistics support 7/ AIAA/SOLE 1st Space Log.
Symp., Huntsville, Ala, March 24—26, 1987. Collect. Techn.
Pap. - New York, N..Y.., 1987. - P. 82-93.
24-1
189
93. NRC names issues that could affect. Space Station cost, suc¬
cess •// Aerosp. Daily. — 1987. — 143. 'N 5. — P. 37.
См. также РЖ PKT, 1988, 2.41.35.
94. Foley Theresa M. Space Station crew time extended to cut
dependence on Shuttle Z/'Aviat, Week and Space Technol. —
1987. - 127, N 5. - P. 30-31. См. также РЖ PKT,’1988,
2.41.36.
95. Avvento Gennaro J. Reusable unmanned automated resupply
freighters for Space Station operations // 'AIAA/SOLE 1st
Space Log. Symp., Huntsville, 'Ala, March. 24—26, 1987.
Collect. Tech. Pap. — New York, N..Y.., 1987. — P. 78—81.
См. также РЖ PKT, 1988, 8.41.105.
96. NASA study doubles staytime for baseling Space Station
crew // Aerosp. Daily. — 1988. — 145, N 27. — P. 209—210.
См. также РЖ PKT, 1988,7.41.36.
97. Pritchard E. Brian. Space Station design for growth ■// 'Acta
astronaut. — 1988. — 17. N 1. — P. 91—97.
СОДЕРЖА НИЕ
соответствует рубрике 55.48 Рубрикатора ГАСНТИ
В.К. Сердюк, Н.В. Толяренко
ОРБИТАЛЬНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ СТАНЦИИ
Введение 3
1, Основные цели и задачи программ многоблочных ОКС
1.1. Полезные нагрузки для производства химических 9
и фармацевтических препаратов в условиях ОКС 13
1.2, Полезные нагрузки для дистанционного изуче¬
ния Земли и Мирового океана 22
1.3. Биологические исследования на ОКС Space Station 25
1.4. Полезные нагрузки для научных исследований . . 33
2. Инфраструктура космических средств, создаваемая по
программе Space Station 43
2.1. Базовая пилотируемая ОКС Space Station . . . 45
2.1.1. Основные варианты схемного решения
базовой ОКС 58
2.1.2. Герметические модули 65
2.2. Космические объекты, создаваемые в рамках
западноевропейской программы Columbus . • . 70
2.2.1. Герметический лабораторный модуль 7 2
2.2.2. Полярная платформа 73
2.2.3. Автономный лабораторный модуль MTFF ■ 76
2.2.4. Космическая платформа Eureca 79
2.3. Японский экспериментальный модуль JEM .... 83
2.4. Обоснование параметров орбиты базовой ОКС и
космических платформ 86
2.4.1. Выбор наклонения рабочей орбиты . . . . . . 86
2.4.2. Выбор высоты рабочей орбиты 88
3. Обеспечение транспортных операций в процессе развер¬
тывания и эксплуатации ОКС Space Station 92
3.1. Наземные перевозки 92
3.2. Транспортные операции 'Земля - низкая орбита' 93
3.3. Транспортные операции 'орбига-Земля' в аварий¬
ных ситуациях 100
4. Состав вспомогательных систем многрблочных ОКС . 102
4.1. Система энергопитания 105
24-2
191
4.2. Комплексная система обеспечения жизнедеятель¬
ности и теплового режима 122
4.3. Система обеспечения теплового режима ОКС . . ,130
4.4. Система управления ОКС 139
4.5. Информационная система ОКС 148
4.6. Двигательная установка 154
4.6.1. Требования к ДУ ОКС 154
4.6.2. ДУ на однокомпонентных топливах 156
4.6.3. ДУ на двухкомпоненгных топливах 159
4.6.4. Базовый вариант ДУ ОКС 169
5.Организация работ по программе Space Station . ... 173
6. Последовательность развертывания ОКС Space Station
на орбите 176
Заключение . 181
ЛИТЕРАТУРА 182
Технический редактор Л.П. Наймушина
Корректор Т.П. Пилюгина
Сдано в набор 02.06.89 Подписано в печать 14.06.89
Формат 60х 90 1/16 Бумага офсетная Печать офсетная
Усл.печ.л. 12,25 Усл.кр.-огг. 12,44 Уч,-изд.л. 11,21
Тир. 800 екэ. Зак. 4212 Цена 1 р. 50 к.
Адрес редакции: 125219, Москва, А-219, Балтийская ул., 14
Тел. 152-59-10
Производственно-издательский комбинат ВИНИТИ
140010, Люберцы 10, Московской обл.,
Октябрьский проспект, 403
Выпуски и гома серии, опубликованные ранее;
1. Ракетостроение г. 1. 1963 - 1965, М., 1966
2. Ракетостроение г. 2. 1966 - 1967, М., 1969
3. Ракетостроение г. 3. 1969 - 1972, М., 1973
4. Ракетостроение г. 4. 1970 - 1973, М., 1974
5. Ракетостроение г. 5. 1973 - 1975, М., 1977
6. Ракетостроение т. 6. М., 1978
7. Ракетостроение г. 7, М., 1976
8. Ракетостроение т. 8. М., 1978
9. Ракетостроение и космическая техника т. 9. М., 1985
УДК 629.786.001.63
Сердюк В.К., Толяренко Н.В. .Орбитальные космичес¬
кие станции // Итоги науки и техн. ВИНИТИ. Сер. Ракето¬
строение и космическая техника. - 1989. - 10. - С. 1- 196
Приведен обзор зарубежной информации по состоянию проект¬
но-конструкторских разработок орбитальных космических стан¬
ций (ОКС) США, Западной Европы и Японии. Анализируются
новые подходы к обоснованию проектных характеристик ОКС,
формированию состава полезных нагрузок на ее боргу, наращи¬
ванию характеристик ОКС в ходе ее летной эксплуатации про¬
должительностью до 30 лег. Приведено описание динамики из¬
менения проектов ОКС с учетом широкой международной ко¬
операции, Рассмотрены особенности построения систем борто¬
вого комплекса с учетом обеспечения наилучших условий рабо¬
гы полезных нагрузок, в г.ч. и коммерческого назначения.
Ил. 61 Табл. 10t Библ. 97. Материалы 1985-1989 гг.
ВНИМАНИЮ ЧИТАТЕЛЕЙ!
ВИНИТИ выпускает в 1989 г. информацион¬
ное издание "Итоги науки и техники" серия
ФИЗИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ЛАЗЕРНОЙ
И ПУЧКОВОЙ ТЕХНОЛОГИИ
Том 3 и Том 4.
Плановый объем каждого тома - 10 а.л.,
■цена -1р. 50 к.
Третий том содержит три обзора по фи¬
зическим основам применения лазеров в техно¬
логии современной микроэлектроники.
Четвертый том посвящен актуальным воп¬
росам лазерной биофизики и биомедицины.
Том 3. физические основы лазерной
микротехнологии
В том вошли обзоры:
Лазерная литография (автор: д.т.н.
В е й к о В.П.).
Применение лазерограФии в технологии
интегральных схем (автор: к.ф.-м.н. А х -
манов А.С.).
Лазерная электрохимия и создание новых
технологий (авторы: к.ф.-м.н. Козлова
Е.К., к.ф.-м.н. Портнягин А.И*,
к.ф.-м.н. Филиппов А.Е.).
Том 4. Лазерная биофизика и лазерная
биомедицина
В том вошли обзоры:
Избирательное воздействие лазерного
излучения на клетки (авторы: к.ф.-м.н. Ка¬
малов В.Ф., к.ф.-м.н. Черняева
Е. Б.)
Двухквантовая фотоника нуклеиновых
кислот (автор: к.ф.-м.н. Никогосян
Д.Н.).
Низкоинтенсивная лазерная терапия
(автор: к.ф.-м.н. Т.Й. К а р у).
Обзоры написаны известными учеными и
рассчитаны на научных работников-физиков и
инженеров, технологов, специалистов, работа-
ющах в различных отраслях промышленности, а
также на медицинских работников, исполь¬
зующих в своей практике лазерные методы.
Издание высылается наложенным платежом.
Заказы от организаций и индивидуальных
подписчиков направлять по адресу: 140010,
Люберцы, 10, Московской обл., Октябрьский
просп., 403. Производственно-издательский
комбинат ВИНИТИ, отдел распространения.
Телефон 554-70-14.
1 р. 50 к.
Индекс 56899
ISSN 0202—7615 ИНТ Ракетостроение и космическая техника, 1989, т. 10, 1—196