ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЯ В ПОЛЕТЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Данное изобретение относится к космической области и, в частности к энергетическим космическим системам (ЭКС), предназначенным для энергоснабжения в полете космических аппаратов (КА).
Аналогом предлагаемой ЭКС может служить космическая система с энергоснабжением КА от внешнего источника энергии (например солнечных батарей (СБ)) по сверхвысокочастотному (СВЧ) или лазерному лучу [1]. Схема концепции космической системы с энергоснабжением КА от внешнего источника энергии по СВЧ или лазерному лучу представлена на фиг.1. космическая система с энергоснабжением КА от внешнего источника энергии по СВЧ или лазерному лучу включает в себя на КА источнике энергии: преобразователь солнечной энергии в электрическую (СБ или солнечные концентраторы), преобразователь электроэнергии в энергию СВЧ или лазерного луча, излучающее устройство; на КА потребителе энергии:
приемное устройство, преобразователь энергии СВЧ или лазерного луча в электрическую энергию.
Недостаток аналога в том, что КА потребитель энергии должен всегда находиться в прямой видимости излучающего устройства КА источника энергии. А это условие может выполняться не всегда, если выполнение целевой задачи КА потребителя энергии предполагает его нахождение на орбите отличной от орбиты КА источника энергии.
Например, эту систему невозможно применять для энергоснабжения пилотируемых КА, использующих аэродинамическое торможение в атмосферах планет (многоразовый транспортный пилотируемый космический корабль (МТПКК) типа «Клипер», многоразовый пилотируемый космический аппарат, предназначенный для перевозки экипажа между околоземной и окололунной орбитами на базе МТПКК типа «Клипер»). Поскольку КА источник энергии не может следовать за КА потребителем энергии во время торможения в атмосфере, так как невозможно защитить от аэродинамических и тепловых потоков излучающее устройство. Поэтому КА источник энергии должен находиться на орбите отличной от орбиты КА потребителя энергии. При движении по разным орбитам КА не всегда могут находиться в прямой видимости друг друга. Очевидно, что энергоснабжение КА потребителя энергии, находящегося с другой стороны планеты по отношению к КА источнику энергии будет невозможно. Также, во время аэродинамического торможения КА находится в облаке плазмы, через которую невозможно передавать излучение.
Другим недостатком аналога является то, что с увеличением расстояния между КА источником энергии и КА потребителем энергии для сохранения количества, передаваемой мощности необходимо увеличивать геометрические размеры (и, соответственно, массу) приемного и излучающего устройств, поскольку плотность энергии луча падает пропорционально квадрату расстояния. Например, при увеличении расстояния между КА источником энергии и КА потребителем энергии в 10 раз произведение диаметров приемного и излучающего устройств, также необходимо увеличить в 10 раз [1].
Прототипом предлагаемой ЭКС может служить система энергоснабжения КА в полете, включающая СБ, электролизер, электрохимические генераторы (ЭХГ), емкость для воды с арматурой подачи воды в электролизер и арматурой приема воды из ЭХГ, емкости для хранения водорода с арматурой приема водорода из электролизера и арматурой подачи водорода в ЭХГ, емкости для хранения кислорода с арматурой приема кислорода из электролизера и арматурой подачи кислорода в ЭХГ [2].
Эта система работает следующим образом. В период нахождения КА на освещенном участке орбиты энергоснабжение КА обеспечивается СБ, при этом часть электроэнергии идет на разложение воды на кислород и водород с помощью электролизера. В период нахождения КА на теневом участке орбиты энергоснабжение КА осуществляется за счет химической реакции кислорода и водорода в ЭХГ.
Недостатком прототипа является то, что эту систему нецелесообразно использовать на пилотируемых КА, использующих аэродинамическое торможение в атмосферах планет (многоразовый транспортный пилотируемый космический корабль (МТПКК) типа «Клипер», многоразовый пилотируемый космический аппарат, предназначенный для перевозки экипажа между околоземной и окололунной орбитами на базе МТПКК типа «Клипер). Размещение на МТПКК «Клипер» или на межорбитальном КА на базе «Клипер» СБ нецелесообразно, так как невозможно полностью защитить элементы конструкции СБ от аэродинамических и тепловых потоков при аэродинамическом торможении, и выведении КА на околопланетную орбиту, что может привести к их частичному или полному уничтожению, потере работоспособности, а также к повреждению конструкции самого КА. Кроме того, элементы конструкции СБ будут отрицательно влиять на аэродинамическое качество корабля, что может увеличить величину перегрузки при аэродинамическом торможении, и сделать невозможной посадку на аэродром.
Также данную систему энергоснабжения нецелесообразно применять на пилотируемых космических аппаратах, предназначенных для полетов за пределами пояса астероидов, например для исследования спутников Юпитера, доставляемых на околоюпитерианскую орбиту с помощью межпланетного экспедиционного комплекса, оснащенного ядерной энергетической установкой, так как среднее расстояние от Солнца до Юпитера составляет примерно 778 млн. км, что примерно в 5,19 раз больше расстояния от Солнца до Земли, а это означает, что для получения той же, что и на орбите Земли, электрической мощности на орбите Юпитера, придется увеличить площадь, и, соответственно, массу панелей СБ более, чем в 26 раз.
Задачей предполагаемого изобретения является получение возможности длительного энергоснабжения пилотируемых КА, использующих аэродинамическое торможение в атмосферах планет, уменьшение времени передачи энергии с КА источника энергии на КА потребитель энергии, без уменьшения передаваемой мощности, получение независимости массы энергетической космической системы от расстояния между КА источником и КА потребителем во время выполнения им целевой задачи, получение возможности энергоснабжения КА потребителя независимо от текущей орбиты КА источника (включая участки аэродинамического торможения), получение независимости размеров и массы системы энергоснабжения КА потребителя от расстояния до Солнца.
2
2
2
2
2
2
Эта задача решается тем, что энергетическая космическая система для энергоснабжения в полете космических аппаратов размещается на двух КА -КА источнике энергии и КА потребителе энергии, включает, расположенные на КА источнике энергии, энергоустановку (ЭУ), электролизер, емкость для хранения воды, емкость для хранения водорода, емкость для хранения кислорода, при этом выход энергоустановки электрически связан с электролизером, выходы электролизера связаны: по водороду - с емкостью для хранения водорода, по кислороду - с емкостью для хранения кислорода, а вход электролизера по воде сообщен с емкостью для хранения воды, на КА потребителе энергии в систему введены: электрохимические генераторы, емкость для хранения воды, емкость для хранения водорода, емкость для хранения кислорода, при этом входы электрохимических генераторов сообщены, по водороду - с емкостью для хранения водорода, по кислороду - с емкостью для хранения кислорода, а выход электрохимических генераторов по воде сообщен с емкостью для хранения воды, при этом выходы емкости для хранения водорода и емкости для хранения кислорода КА источника энергии, во время стыковок КА источника энергии и КА потребителя энергии, через разъемные соединения сообщаются, соответственно, с входами емкости для хранения водорода и емкости для хранения кислорода КА потребителя энергии, а вход емкости для хранения воды КА источника энергии также через разъемные соединения сообщается с выходом емкости для хранения воды КА потребителя энергии. Во время полета КА источника энергии по орбите на нем посредством электрического тока, получаемого от ЭУ, происходит разложение воды на химические компоненты О и Н, которые накапливаются в емкостях. Во время полета КА потребителя энергии по орбите происходит соединение химических компонентов О и Н в ЭХГ с получением электрического тока и воды. Вода также скапливается в емкости. Во время стыковки КА источника и КА потребителя, происходит передача с КА источника на КА потребитель химических компонентов О и Н и передача воды с КА потребителя на КА источник. Данный цикл повторяется необходимое число раз. В зависимости от мощности ЭУ КА источника энергии и производительности электролизера, КА источник энергии может обслуживать от одного до нескольких КА потребителей энергии.
На фиг.2 изображена схема, иллюстрирующая предложенную энергетическую космическую систему, где:
1 - КА источник энергии (КАИЭ);
2 - КА потребитель энергии (КАПЭ);
3 - энергетическая установка КАИЭ (ЭУ КАИЭ);
4 - электролизер КАИЭ;
5 - емкость для хранения воды КАИЭ;
6 - арматура подачи воды в электролизер КАИЭ;
7 - емкость для хранения водорода КАИЭ;
8 - арматура приема водорода из электролизера КАИЭ;
9 - емкость для хранения кислорода КАИЭ;
10 - арматура приема кислорода из электролизера КАИЭ;
11 - электрохимические генераторы КАПЭ (ЭХГ КАПЭ);
12 - емкость для хранения воды КАПЭ;
13 - арматура приема воды из ЭХГ КАПЭ;
14 - емкость для хранения водорода КАПЭ;
15 - арматура подачи водорода в ЭХГ КАПЭ;
16 - емкость для хранения кислорода КАПЭ;
17 - арматура подачи кислорода в ЭХГ КАПЭ;
18 - арматура приема воды КАИЭ;
19 - арматура подачи водорода КАИЭ;
20 - арматура подачи кислорода КАИЭ;
21 - арматура подачи воды КАПЭ;
22 - арматура приема водорода КАПЭ;
23 - арматура приема кислорода КАПЭ.
Сущностью предполагаемого изобретения является энергетическая космическая система для энергоснабжения в полете космических аппаратов которая размещается на двух КА-КАИЭ 1 и КАПЭ 2, система включает, расположенные на КАИЭ 1, ЭУ КАИЭ 3, электролизер КАИЭ 4, емкость для хранения воды КАИЭ 5, емкость для хранения водорода КАИЭ 7, емкость для хранения кислорода КАИЭ 9, при этом выход ЭУ КАИЭ 3 электрически связан с электролизером КАИЭ 4, выходы электролизера КАИЭ 4 связаны:
2
2
2
2
2
2
по водороду - с емкостью для хранения водорода КАИЭ 7, по кислороду - с емкостью для хранения кислорода КАИЭ 9, а вход электролизера КАИЭ 4 по воде сообщен с емкостью для хранения воды КАИЭ 5, на КАПЭ 2 в систему введены: ЭХГ КАПЭ 11, емкость для хранения воды КАПЭ 12, емкость для хранения водорода КАПЭ 14, емкость для хранения кислорода КАПЭ 16, при этом входы ЭХГ КАПЭ 11 сообщены, по водороду - с емкостью для хранения водорода КАПЭ 14, по кислороду - с емкостью для хранения кислорода КАПЭ 16, а выход ЭХГ КАПЭ 11 по воде сообщен с емкостью для хранения воды КАПЭ 12, при этом выходы емкости для хранения водорода КАИЭ 7 и емкости для хранения кислорода КАИЭ 9, во время стыковок КАИЭ 1 и КАПЭ 2, через разъемные соединения сообщаются, соответственно, с входами емкости для хранения водорода КАПЭ 14 и емкости для хранения кислорода КАПЭ 16, а вход емкости для хранения воды КАИЭ 5, также через разъемные соединения сообщается с выходом емкости для хранения воды КАПЭ 12. Во время полета КАИЭ 1 по орбите на нем посредством электрического тока, получаемого от ЭУ КАИЭ 3, происходит разложение воды на химические компоненты O и Н, которые накапливаются в емкости для хранения водорода КАИЭ 7 и емкости для хранения кислорода КАИЭ 9. Во время полета КАПЭ 2 по орбите происходит соединение химических компонентов О и Н в ЭХГ КАПЭ 11 с получением электрического тока и воды. Вода также скапливается в емкости для хранения воды КАПЭ 12. Во время стыковки КАИЭ 1 и КАПЭ 2, происходит передача с КАИЭ 1 на КАПЭ 2 химических компонентов О и Н и передача воды с КАПЭ 2 на КАИЭ 1. Данный цикл повторяется необходимое число раз. В зависимости от мощности ЭУ КАИЭ 3 и производительности электролизера КАИЭ 4, КАИЭ 1 может обслуживать от одного до нескольких КАПЭ 2.
2
2
2
2
Таким образом, обеспечивается длительное энергоснабжение пилотируемых КА, использующих аэродинамическое торможение в атмосферах планет, поскольку процесс преобразования химических компонентов O и Н в воду с выработкой электроэнергии и электролитическое разложение воды на компоненты О и Н можно повторять многократно, то ограничением на количество циклов преобразования может служить только ресурс технических устройств.
Также уменьшается время передачи энергии с КАИЭ на КАПЭ, по сравнению с аналогом, без уменьшения передаваемой мощности, поскольку передача энергии происходит только во время стыковок КА, а КПД преобразования электроэнергии в энергию луча и обратно примерно равен КПД регенеративной установки (0,53 (для СВЧ) [3] и 0,54 для регенеративной энергоустановки [2]).
Также очевидно, что масса данной энергетической космической системы не зависит от расстояния между КАИЭ и КАПЭ во время выполнения им целевой задачи и обеспечивает энергоснабжение КАПЭ независимо от текущей орбиты КАИЭ (включая участки аэродинамического торможения).
Также, размеры и масса системы энергоснабжения КАПЭ не зависит от расстояния до Солнца, так как в ее составе нет фотоприемных устройств (например СБ).
Поясним целесообразность использования данной энергетической космической системы на примерах. Например, для решения целевой задачи требуется в течение длительного времени обеспечить электроэнергией многоразовый транспортный пилотируемый космический корабль (МТПКК) типа «Клипер». Система энергоснабжения МТПКК «Клипер» строится на базе ЭХГ [4] и для увеличения длительности энергоснабжения потребовалось бы увеличить запас исходных химических компонентов кислорода и водорода, а также количество или объем емкостей для их хранения. При использовании данной ЭКС запас химических компонентов системы энергоснабжения МТПКК остается без изменений, так как их количество, в процессе выработки, можно восполнить во время стыковки с КАИЭ. Размещение для этой цели на МТПКК «Клипер» СБ нецелесообразно по вышеназванным причинам. Размещения на МТПКК «Клипер» ядерной энергоустановки также нецелесообразно, так как ядерные установки обладают недостатками, связанными главным образом с требованиями безопасности. Создание экранов, защищающих космонавтов и аппаратуру от радиоактивных проникающих излучений, сильно утяжелит установку. Непростым делом будут динамические маневры по сближению и стыковке с КА на борту, которого будет ядерная энергоустановка. Жесткие ядерные излучения могут вызвать необратимые негативные изменения в организмах космонавтов [5].
Другой пример: требуется в течении длительного времени обеспечить электроэнергией многоразовый пилотируемый космический аппарат, предназначенный для перевозки экипажа между околоземной и окололунной орбитами на базе МТПКК типа «Клипер». Данный КА осуществляет торможение в атмосфере Земли до первой космической скорости и стыкуется с околоземной орбитальной станцией, где экипаж переходит на МТПКК типа «Клипер» и отправляется на Землю. В межорбитальный пилотируемый КА переходит новый экипаж, который отправляется для решения целевых задач на окололунную орбиту. Посадка на Землю данного КА не предусмотрена. Обеспечить длительную работу системы энергоснабжения данного КА можно используя предлагаемую ЭКС. То есть, после стыковки с околоземной орбитальной станцией межорбитальный пилотируемый КА стыкуется с КАИЭ, где восполняет запас химических компонентов для работы ЭХГ. Построение системы энергоснабжения данного КА на базе СБ или ЯЭУ нецелесообразно по выше названным причинам.
Данная ЭКС может также применяться для энергоснабжения пилотируемых космических аппаратов, предназначенных для полетов за пределами пояса астероидов, например для исследования спутников Юпитера, доставляемых на околоюпитерианскую орбиту с помощью межпланетного экспедиционного комплекса, оснащенного ядерной энергетической установкой. Обеспечить длительную работу системы энергоснабжения данного КА можно используя данную ЭКС, где, в качестве КАИЭ будет выступать межпланетный экспедиционный комплекс с ядерной энергоустановкой.
Список использованной литературы.
1. Земсков B.C., Раухман М.Р., Шалимов В.П. и др. Специализированные малые спутники с беспроводной передачей энергии -перспектива для выращивания монокристаллов в космосе. // Сборник трудов VII Российского Симпозиума «Механика невесомости. Итоги и перспективы фундаментальных исследований гравитационно-чувствительных систем». 11-14 апреля 2000, М.: Изд. ИПМех, 2001, С.527-543
2. Подшивалов С.А., Иванов Э.И., Муратов Л.И. и др. Энергетические установки космических аппаратов. // М.: Энергоиздат. 1981, С.110-153.
3. Беляев Л.С., Марченко О.В., Филиппов С.П. и др. Мировая энергетика и переход к устойчивому развитию. Новосибирск: Наука. Сибирская издательская фирма РАН. 2000. С.155.
4. Брюханов Н.А. Проект «Клипер». М.: «Новости космонавтики» №7, 2005 г., С.4-5.
5. Авдуевский B.C., Лесков Л.В.. Работает невесомость. М.: Молодая гвардия. 1988. С.164-171.