Космический аппарат для технологических работ на солнечно- синхронной орбите земли

 

Использование: для проведения технологических операций на солнечно-синхронной орбите. Сущность изобретения: для повышения массовой эффективности космического аппарата в состав конструкции космического аппарата введена ферма, выполненная в форме прямоугольного параллелепипеда. К верхнему основанию фермы крепится спускаемый аппарат, к нижнему - двигательная установка. Внутри фермы размещен приборный отсек. К боковым граням фермы крепятся солнечные батареи, радиатор системы терморегулирования, платформа с оптическими датчиками ориентации. При выведении на орбиту они примыкают к граням фермы, после выведения раскладываются в рабочее положение. 6 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к конструкции космических аппаратов (КА), предназначенных для проведения технологических работ на орбите искусственного спутника Земли (ИСЗ) и доставки на Землю полученных образцов материалов. Подобные операции требуют больших энергетических затрат на их проведение, поэтому особо эффективной является работа технологических ИСЗ на солнечно-синхронных орбитах, плоскость которых нормальна по отношению к направлению на Солнце, что позволяет обеспечить работу солнечных батарей в условиях максимальной освещенности.

Известен КА типа "Гранат" [1] предназначенный для проведения научных исследований с околоземной орбиты. Состав КА включает торовый приборный отсек, коническую проставку, соединяющую торовый приборный отсек с цилиндрическим отсеком, на верхнем днище которого установлены телескопы, солнечные расклады- вающиеся батареи, поворотная платформа с телескопами и оптическим датчиком, радиатор системы терморегулирования и двигательную установку. Данный КА достаточно хорошо обеспечивал проведение научных исследований, но не мог выполнить технологические операции на орбите и доставку на Землю полезного груза.

Наиболее близким техническим решением является КА типа "Венера 9-14" [2] способный обеспечить доставку полезного груза на поверхность планеты. Космический аппарат этого типа включает отделяемый спускаемый аппарат и орбитальный модуль. В орбитальный модуль входят цилиндрический отсек, две складывающиеся панели солнечных батарей, оптические датчики, радиаторы системы терморегулирования и двигательная установка.

При относительно небольших значениях мощности солнечных батарей и мощности радиаторов системы терморегули- рования (СТР) данное решение обеспечивает приемлемую массовую эффективность космического аппарата. Однако проведение технологических операций на орбите ИСЗ, связанное со значительным потреблением электрической энергии, необходимостью отвода от технологических установок космического аппарата значительных тепловых потоков и длительного полета по орбите с минимальными перегрузками, вызывает необходимость размещения на борту КА панелей солнечных батарей и радиаторов-теплообменников большой площади, а следовательно, и большой массы и объема. Это приводит к значительному снижению массовой эффективности, т.к. увеличивается масса цилиндрического отсека за счет необходимости размещения на нем узлов крепления массивных солнечных батарей и радиатора СТР вследствие размещения радиатора-охладителя системы терморегулирования параллельно панелям солнечных батарей снижается его эффективность. Размещение оптических датчиков на корпусе аппарата при наличии значительных по площади и, следовательно, по размаху солнечных батарей и радиаторов, не обеспечивает на некоторых режимах ориентации устойчивый захват и отслеживание небесных ориентиров. Это требует частого включения исполнительных органов для переориентации объекта и, следовательно, ведет к дополнительным возмущениям и к дополнительному расходу рабочего тела двигательной установки.

Цель изобретения повышение массовой эффективности космического аппарата для проведения технологических работ, преимущественно на солнечно-синхронной орбите Земли, и доставки на Землю полученных образцов материалов.

Указанная цель достигается введением в компоновочную схему КА, содержащую отделяемый спускаемый аппарат и орбитальный модуль, включающий цилиндрический отсек, две солнечные раскладываю- щиеся батареи, оптические датчики, радиатор системы терморегулирования и двигательную установку, силовой фермы, выполненной в форме прямоугольного параллелепипеда, внутри которой размещен цилиндрический отсек. На нижнем основании фермы со стороны нижнего днища цилиндрического отсека закреплена двигательная установка, а на верхнем основании отделяемый спускаемый аппарат. К одной из граней фермы прикреплены две раскладывающиеся панели солнечных батарей. В разложенном положении плоскости панелей солнечных батарей параллельны плоскости этой грани, а в сложенном положении секции каждой из панелей соответственно примыкают к боковым граням, смежным с указанной гранью. Оптические датчики ориентации установлены на откидной платформе, прикрепленной к той же грани, что и панели солнечных батарей. В сложенном положении платформа примыкает к этой грани, а в разложенном положении поверхность платформы для установки оптических приборов ориентации нормальна по отношению к плоскости панелей солнечных батарей. Складной радиатор системы терморегулирования установлен со стороны противоположной боковой грани. Его рабочая поверхность перпендикулярна плоскости панелей солнечных батарей в разложенном положении, а в сложенном положении примыкают к указанной грани. Введение в силовую схему космического аппарата силовой фермы обеспечивает несиловое (разгруженное) выполнение основных агрегатов орбитального аппарата цилиндрического отсека и двигательной установки, что в сочетании с возможностью оптимального по условиям нагружения пространственного размещения конструктивных элементов фермы обеспечивает экономию массы.

Выполнение силовой фермы в виде прямоугольного параллелепипеда позволяет оптимальным образом соединить основные агрегаты КА в единое целое как при выведении космического аппарата на оpбиту ИСЗ, когда крупногабаритные элементы КА (панели солнечных батарей, радиатор и т.д.) сложены по боковым граням фермы, как и на рабочих участках полета, где эти элементы раскрыты.

Выполнение радиатора системы терморегулирования складным позволяет разместить в полезной зоне обтекателя ракетоносителя в сложенном виде значительный по площади радиатор, а установка его на грани, противоположной грани с солнечными батареями, и ориентация его рабочей поверхности в разложенном положении, нормальные по отношению к панелям солнечных батарей в разложенном положении, обеспечивают эффективную работу радиатора в режиме сброса тепловых потоков: при работе КА на солнечно-синхронной орбите радиатор находится постоянно в затененной зоне, обеспечивается возможность сброса тепла с обеих поверхностей радиатора.

На фиг. 1 показан КА с разложенными панелями солнечных батарей, радиатором и платформой, аксонометрия; на фиг. 2 КА с разложенными панелями солнечных батарей, вид спереди; на фиг. 3 вид А на фиг. 2; на фиг. 4 ферма КА со сложенным радиатором и панелями солнечных батарей, вид спереди; на фиг. 5 КА со сложенными панелями солнечных батарей, радиатором, платформой, вид сверху; на фиг. 6 ориентация КА с раскрытыми элементами относительно Земли и Солнца на ОИСЗ.

Космический аппарат содержит отделяемый спускаемый аппарат 1 с целевой аппаратурой 2 и орбитальный модуль 3. Орбитальный модуль 3 включает силовую ферму 4, выполненную в форме прямоугольного параллелепипеда, двигательную установку 5, две раскладывающиеся панели солнечных батарей 6 и 7, радиатор 8 системы терморегулирования, платформу 9 оптических датчиков ориентации, оптические датчики 10 и 11 ориентации, цилиндрический отсек 12. Силовая ферма выполнена из стержней, четыре из которых 13 размещены по ребрам прямоугольного параллелепипеда параллельно продольной оси космического аппарата, а в боковых гранях параллелепипеда размещены еще восемь стержней 14 (по два на каждую грань) в виде V-образного соединения, вершины которых скреплены с верхним основанием фермы 15 и с серединами ребер нижнего основания 16 фермы, где размещены места крепления цилиндрического отсека 12. Последнее соединение усилено подкосами 17. Четыре вершины верхнего основания связаны кольцевым опорным шпангоутом 18,в вершинах верхнего основания фермы размещены узлы 19 крепления спускаемого аппарата. Четыре вершины нижнего основания параллелепипеда соединены четырьмя стержнями по ребрам основания 16. В вершинах нижнего основания выполнены места 20 крепления двигательной установки и места 21 крепления фермы разгонного блока ракетоносителя.

Внутри фермы размещен цилиндрический отсек 12, ось которого совмещена с продольной осью космического аппарата. Он состоит из корпуса 22 и крышки 23. Корпус закреплен на ребрах нижнего основания силовой фермы 16. Крышка цилиндрического отсека соединяется с корпусом со стороны нижнего основания фермы. Внутри цилиндрического отсека 12 размещается бортовая служебная аппаратура космического аппарата (радиокомплекс, система управления, телеметрическая система, аккумуляторные батареи, автоматика). Вне приборного отсека размещены антенны радиокомплекса 24. Двигательная установка, подвешенная к нижнему основанию фермы, состоит из топливных баков 25, двигателя 26 коррекции большой тяги и двигателей 27 ориентации малой тяги.

Две раскладывающиеся панели солнечных батарей 6 и 7 закреплены на боковых вертикальных ребрах одной из граней фермы.В разложенном положении они параллельны этой грани. В сложенном положении панели солнечных батарей уложены и зачекованы у двух смежных граней. К грани, противоположной грани с солнечными батареями, прикреплен радиатор 8 системы терморегулирования. Он укреплен на боковых стержнях этой грани. В сложенном положении он примыкает к этой грани, а в разложенном положении его плоскость нормальна плоскости панелей солнечных батарей. К кольцевому шпангоуту верхнего основания фермы по грани параллелепипеда, содержащей панели солнечных батарей, закреплена выносная платформа с оптическими датчиками 10 и 11 ориентации. В сложенном положении она примыкает к этой грани, а в разложенном положении она перпендикулярна этой грани. На посадочной поверхности платформы 28 размещены оптические датчики 10 и 11 ориентации космического аппарата.

В состав датчиков ориентации входят датчики 10 Земли с широким полем зрения и датчики 11 Солнца. Датчики Земли размещены на посадочной плоскости платформы 28, которая перпендикулярна плоскости панелей солнечных батарей. Их поля зрения развернуты относительно друг друга на 60^о, а их пересечение материализует визирную ось, параллельную продольной оси космического аппарата. На платформе размещен и датчик 11 Солнца. Визирная ось датчика Солнца перпендикулярна плоскости солнечных батарей и отслеживает направление 29 на Солнце.

Космический аппарат работает следующим образом. При выведении космического аппарата на орбиту ИСЗ панели солнечных батарей, радиатор системы терморегулирования, платформа датчиков ориентации сложены и зачекованы у боковых граней силовой фермы в зоне полезной нагрузки головного обтекателя. После выведения космического аппарата на переходную орбиту, космический аппарат с помощью двигателя большой тяги совершает маневр довыведения на рабочую орбиту, в качестве которой для проведения технологических операций удобно использовать солнечно-синхронную орбиту. По окончании маневра довыведения расчековываются панели солнечных батарей, радиаторы системы терморегулирования и платформа датчиков ориентации. Они занимают рабочее положение. С помощью двигательной установки по информации с оптических датчиков строится ориентация космического аппарата. Земные датчики обеспечивают ориентацию продольной оси космического аппарата в направлении 30 на центр Земли, а солнечный датчик поперечной оси перпендикулярной плоскости панелей солнечных батарей на Солнце. Далее по командам системы управления производится разворот космического аппарата в рабочее положение. При этом плоскость панелей солнечных батарей ориентируется нормально направлению на Солнце, а поперечная ось аппарата, совпадающая с габаритным размером панелей солнечных батарей на Землю. При этом плоскость радиатора системы терморегулирования оказывается в затененной зоне и параллельна направлению солнечного излучения.

Эта ориентация космического аппарата поддерживается за счет гравитационной стабилизации и включением при необходимости по сигналам датчиков ориентации двигателей ориентации. Электроэнергия панелей солнечных батарей направляется на осуществление технологических операций, а избыточное тепло сбрасывается радиатором системы терморегулирования. По окончании проведения технологических процессов осуществляется переориентация космического аппарата: с помощью датчиков Земли продольная ось его ориентируется на центр Земли, уточняется орбита КА, по командам системы управления КА разворачивается в необходимом направлении, двигательная установка дает тормозной импульс, спускаемый аппарат отделяется от орбитального аппарата и доставляет полученные образцы материалов на Землю.

Предлагаемая конструкция КА позволяет повысить его массовую эффективность, воспользоваться всеми преимуществами солнечно-синхронной орбиты для технологических работ в космосе и обеспечить оптимальные условия для их проведения.

Формула изобретения

КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ ДЛЯ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ РАБОТ НА СОЛНЕЧНО-СИНХРОННОЙ ОРБИТЕ ЗЕМЛИ, содержащий отделяемый спускаемый аппарат и орбитальный модуль, включающий цилиндрический отсек, две солнечные раскрывающиеся батареи, оптические датчики, радиатор системы терморегулирования и двигательную установку, отличающийся тем, что орбитальный модуль снабжен силовой формой, выполненной в форме прямоугольного параллелепипеда, внутри которой размещен цилиндрический приборный отсек, со стороны нижнего днища которого на нижнем основании фермы закреплена двигательная установка, а на противоположном основании установлен отделяемый спускаемый аппарат, при этом две раскладывающиеся панели солнечных батарей прикреплены к одной из боковых граней и их рабочие поверхности в разложенном состоянии параллельны плоскости данной грани, а в сложенном положении секции каждой из панелей соответственно примыкают к боковым граням, смежным с указанной гранью, причем оптические датчики установлены на откидной платформе, которая прикреплена со стороны той же грани, что и панели солнечных батарей, при этом поверхность платформы в откинутом положении нормальна по отношению к разложенным панелям солнечных батарей, а в сложенном положении платформа примыкает к указанной грани, при этом радиатор системы терморегулирования выполнен складным и установлен со стороны, противоположной боковой грани, причем его рабочая поверхность в разложенном положении нормальна по отношению к панелям солнечных батарей в разложенном положении, а в сложенном положении секции радиатора примыкают к указанной грани.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6