СПОСОБ ДОЗАПРАВКИ ЖИДКИМ ТОПЛИВОМ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА В КОСМИЧЕСКОМ ПРОСТРАНСТВЕ
METHOD FOR REFILLING A SPACE OBJECT WITH LIQUID FUEL IN OUTER SPACE

Изобретение относится к области космической техники, в частности к способам для дозаправки разгонных блоков, верхних ступеней РН, космических аппаратов или иных изделий жидким топливом в космическом пространстве с целью повышения их массово-энергетических характеристик.
Аналогом могут служить способ, используемый системой дозаправки и подачи топлива (см., например, патент Великобритании GB 2051246 А, 14.01.1981, МПК: F02K 9/00), применяемые в современных системах дозаправки и подачи ракетного топлива в двигательных установках космических летательных аппаратов. Способ реализуется системой включающей емкость с жидким топливом посредством вытеснительной системы подачи топлива к реактивным двигателям. Топливо в емкостях расположено в полости, образованной внешней оболочкой емкости и перекладной эластичной мембраной, расположенной внутри оболочки и разделяющей внутренний объем емкости на две полости - жидкостную и газовую, при этом последняя сообщена с газовой системой наддува. При подаче жидкого топлива к двигателям газовая полость надувается газом от системы наддува, жидкое топливо вытесняется из емкости и по гидромагистрали подается к ракетным двигателям (потребителю).
Недостатками таких систем являются большая масса баков с перекладными эластичными мембранами, достаточно большое давление в газовой полости для эффективной перекладки мембраны, ограничения по форме баков, отсутствие отработанных технологий создания таких мембран для криогенных компонентов топлива, отсутствие отработанных технологий создания таких мембран для крупногабаритных топливных баков.
Прототипом предлагаемого способа может служить способ, описанный в статье [Bernard F. Kutter, Frank Zegler, Steve Sakla, John Wall, Greg Saks, Jack Duffey, Josh Hopkins, David Chato. Settled Cryogenic Propellant Transfer//AIAA 2006-4436].
Данный способ включает стыковку двух разгонных блоков, осаждение компонентов топлива за счет линейных ускорений, создаваемых постоянной работой химических реактивных двигателей разгонного блока, вектор тяги которых проходит через центр масс связки разгонных блоков, и передачу топлива из баков одного разгонного блока в баки другого за счет перепада давлений в баках. При этом двигатели малой тяги работают на протяжении всего процесса дозаправки.
Недостатками прототипа являются большие затраты топлива на длительную работу двигателей и изменение орбиты связки при дозаправке.
Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение затрат топлива на осаждение топлива при дозаправке.
Технический результат в способе дозаправки жидким топливом космического объекта в космическом пространстве достигается тем, что в способе дозаправки жидким топливом космического объекта в космическом пространстве, включающем стыковку дозаправляемого объекта, по крайней мере, с одним космическим объектом, имеющим топливо для дозаправки, формирование герметичных магистралей дозаправки, осаждение компонентов топлива в баках и передачу топлива из баков одного изделия в баки другого изделия, в отличие от прототипа, осаждение компонентов топлива в баках осуществляют путем формирования центробежных сил к заборным устройствам за счет закрутки состыкованных объектов вокруг общего центра масс связки с угловой скоростью:
где  - ускорение, необходимое для осаждения топлива;
- расстояние от центра масс связки объектов до заборного устройства заправляемого космического объекта.
Технический результат заключается в том, что при таком способе можно осуществлять дозаправку в космосе, расходуя небольшое количество топлива, что дает возможность заправлять меньшим количеством топлива при выводе ракеты с земли на околоземную орбиту, увеличивая при этом полезную нагрузку, и для дальнейших целей дозаправляться на околоземной орбите.
Суть изобретения поясняется фиг.1, на которой изображена схема, иллюстрирующая заявленный способ дозаправки, где
1 - дозаправляемое изделие, 2 - космический объект-танкер, 3 - начальное положение центра масс (для случая одинаковой конфигурации и начальной массы изделий, в общем случае будет отличаться).
Согласно изобретению, разгонный блок, верхняя ступень РН, космический объект - космический аппарат или иное изделие с двигательной установкой, использующей жидкое топливо (рабочее тело), выводится в космическое пространство. В космическое пространство также выводится другой космический объект топливом для дозаправки. Эти изделия стыкуются друг с другом непосредственно или с использованием промежуточных изделий, образуя связку. При этом формируются герметичные магистрали дозаправки.
Далее выполняется закрутка связки вокруг общего центра масс с заданной угловой скоростью. Угловую скорость можно определить по формуле:
где  - ускорение, необходимое для осаждения топлива;
- расстояние от центра масс связки объектов до заборного устройства заправляемого космического объекта.
При этом α - ускорение может быть любым положительным значением, однако слишком маленькое ускорение не обеспечит надежное разделение жидкости и газа в баках, а слишком большое ускорение потребует больших затрат топлива на закрутку.
-3
-5
Выбор оптимального ускорения α зависит от множества факторов, определяемых характеристиками конкретного изделия (компоновки, массовых, центровочных и инерционных характеристик изделий, конфигурации внутрибаковых устройств, типа и расположения управляющих органов, возможностей системы управления и т.д.). Так, например, при использовании разгонного блока «Centaur» для осаждения топлива перед запуском маршевого двигателя включают двигатели малой тяги, и создают полученное расчетно-экспериментальным путем значение линейного ускорения 10÷10g.
Топливо в баках осаждается к заборным устройствам за счет центробежных сил. После этого осуществляется передача топлива из баков одного изделия в баки другого за счет перепада давлений в баках, либо с помощью насосов.
Закрутка может быть выполнена с помощью двигателей ориентации. Затраты топлива на закрутку будут существенно меньше, чем на длительное поддержание осевой перегрузки такими же двигателями. Возможно также использование иных способов управления ориентацией, в том числе, безрасходных.
Итак, при предложенном способе можно осуществлять дозаправку в космосе, расходуя небольшое количество топлива, что дает возможность уменьшить количество топлива при выводе ракеты с земли на околоземную орбиту, увеличивая при этом полезную нагрузку и для дальнейших целей дозаправляться на околоземной орбите.
Таким образом, решается задача уменьшения затрат топлива на осаждение топлива при дозаправке и как следствие возможность увеличения массы полезной нагрузки.
Основные признаки изобретения были освещены автором изобретения в докладе «Опережающая летная отработка комплекса разгонно-тормозного блока и других элементов лунной транспортной системы на РН среднего и тяжелого класса» на XXII Научно-технической конференции молодых ученых и специалистов, посвященной 60-летию полета Ю.А. Гагарина, 75-летию ракетно-космической отрасли и основания ПАО «РКК «Энергия» 11.11.2021. Что не является обстоятельством, препятствующим признанию патентоспособности изобретения (п.3 ст.1350 ГК РФ часть IV).