Мини-спутник для группового и попутного запусков

Изобретение относится к конструкциям спутников малой массы и средств их установки на носителе. Предлагаемый мини-спутник содержит корпус в форме параллелепипеда, закрепленные на его боковых платах панели солнечной батареи и узлы соединения с системой отделения, расположенные на одной из боковых плат корпуса и дополнительно на торцевой плате. Каждая панель выполнена в виде двух шарнирно соединенных между собой частей - корневой и концевой. Корневые части панелей шарнирно закреплены на боковой плате корпуса мини-спутника, на которой смонтированы узлы соединения с системой отделения. На противоположной боковой плате расположены механические замки, которыми концевые части панелей соединены между собой и с корпусом. В шарнирных узлах соединения частей панелей между собой и с корпусом установлены приводы поворота частей. Шарнирные узлы соединения частей панелей между собой расположены выше указанных механических замков - по отношению к той плате, на которой установлены эти замки. Техническим результатом изобретения являются снижение (на 35%) площади торцевой части мини-спутника, снижение (на 23%) его высоты по центру поперечного сечения в направлении от плоскости расположения узлов соединения с системой отделения до концевых частей панелей, снижение массы мини-спутника на 6-7% и увеличение количества мини-спутников, устанавливаемых на адаптере, повышение плотности компоновки на 17-18%. 7 ил.

 

Изобретение относится к космическим аппаратам, а именно к мини-спутникам - космическим аппаратам массой от 100 кг до 200 кг.

Развитие космической техники на современном этапе характеризуется созданием большого количества спутников малой массы вообще и мини-спутников в частности.

Одним из основных преимуществ мини-спутников является то, что их запуск на орбиту функционирования осуществляется групповым или попутным способом с использованием специальных адаптеров. Особенностью запуска мини-спутников групповым или попутным способом является то, что в условиях ограниченных энергетических возможностей используемой ракеты-носителя, а также ограничений по полезной зоне головного аэродинамического обтекателя для размещения мини-спутников к системе "адаптер + мини-спутники" предъявляются повышенные требования по снижению габаритов и пассивной массы конструкции.

В этом случае разработка адаптеров для групповых и попутных запусков спутников малой массы и самих мини-спутников осуществляется на основе решения совместной оптимизационной задачи по выбору проектно-конструктивных параметров системы "адаптер + мини-спутники". При решении данной задачи важную роль играет способ закрепления мини-спутников на адаптере - торцевой или боковой, а также способ расположения панелей солнечных батарей на мини-спутнике.

Известны мини-спутники с торцевым креплением их в составе адаптера (см., например, журнал "Новости космонавтики" № 11, 2003 г., стр.36, 37). Установка такого мини-спутника на адаптер для группового запуска осуществляется посредством поворотной платформы. На участке выведения все спутники расположены из условия компоновки под обтекателем ракеты-носителя, а перед отделением поворотные платформы спутников обеспечивают их разворот на безопасный угол отделения. Использование поворотных платформ в составе адаптера увеличивает его массу, а также снижает надежность безударного отделения спутников из-за необходимости разворота платформ перед отделением спутников.

Наиболее близким по конструктивному исполнению является мини-спутник "MITA" с боковым креплением на адаптере (см. журнал "Новости космонавтики", № 9, 2000 г., стр.31, 33). Данный мини-спутник взят за прототип.

Основной корпус мини-спутника по форме выполнен в виде параллелепипеда. Вокруг корпуса мини-спутника закреплены дополнительные силовые элементы так, что с торцевой стороны мини-спутник имеет форму равнобедренной трапеции. Мини-спутник имеет в своем составе две панели солнечной батареи, расположенные под углом друг к другу и закрепленные на боковых гранях равнобедренной трапеции. На большем основании трапеции на корпусе мини-спутника размещены места для крепления системы отделения, установленной на адаптере для группового запуска данного мини-спутника и двух других, входящих в состав головного блока ракеты-носителя.

При боковом способе закрепления мини-спутника на адаптере исключается поворотная платформа из состава адаптера, что снижает массу конструкции адаптера и повышает надежность отделения мини-спутника.

Недостатки мини-спутника по прототипу рассмотрим на примере мини-спутника, запускаемого как групповым, так и попутным способом.

Такая ситуация может возникнуть в случае создания однотипных мини-спутников для развертывания космической системы. В этом случае сначала разрабатывается опытный мини-спутник и запускается либо групповым способом с другими спутниками, либо попутным способом с установкой его на основной космический аппарат, запускаемый в данном пуске ракеты-носителя. Затем осуществляется серийное изготовление мини-спутников и их запуск групповым способом.

Кроме того, такая ситуация может возникнуть и для единичных запусков мини-спутников, при которых выбор способа запуска определяется текущей ситуационной обстановкой с пусками конкретной используемой ракеты-носителя.

Для группового запуска, например, 4-х мини-спутников они могут располагаться:

- вокруг адаптера в один ярус попарно диаметрально противоположно;

- вокруг адаптера в два яруса по два мини-спутника в каждом ярусе диаметрально противоположно.

В первом случае принятый для прототипа способ крепления мини-спутников приводит к низкой плотности компоновки мини-спутников вокруг адаптера, что является недостатком. В результате в ряде случаев реализация такой установки мини-спутников на адаптере просто невозможна. Например, запуск 4-х мини-спутников "MITA" на ракете-носителе "Космос-3М" с установкой их на адаптере в один ярус невозможен, так как геометрически мини-спутники не располагаются в зоне полезного груза головного обтекателя.

Расположение мини-спутников на адаптере в два яруса геометрически возможно, но в этом случае резко увеличивается длина адаптера, что приводит к росту пассивной массы и также является недостатком.

Наиболее часто используемый попутный запуск мини-спутника осуществляется путем установки его через адаптер на основной космический аппарат в верхней его части (см., например, патент № 2236993). В верхней части основного космического аппарата смонтированы, как правило, гравитационное устройство, которое ограничивает зону установки мини-спутника. Кроме того, зона установки мини-спутника на основном космическом аппарате ограничена конической частью головного обтекателя.

При таких ограничениях боковое крепление мини-спутника усложняет конструкцию адаптера, увеличивает его массу и сокращает зону для монтажа самого мини-спутника, что также является недостатком. Наиболее целесообразным в этом случае является использование торцевого крепления мини-спутника на основном космическом аппарате.

При реализации попутного запуска на возможность монтажа мини-спутника в ограниченной зоне существенную роль играет способ закрепления панелей солнечной батареи на корпусе мини-спутника, особенно, если необходимо размесить панели большой площади. Как известно, эффективным способом сокращения размеров солнечной батареи при его размещении на ракете-носителе является использование складываемых панелей солнечной батареи. Для мини-спутника по прототипу возможно использование двух вариантов размещения складываемых панелей солнечной батареи:

- на боковых гранях трапеции;

- на боковых гранях трапеции и на большем основании равнобедренной трапеции, образованной конструкцией мини-спутника.

В первом случае недостаток такой укладки панелей состоит в том, что в случае нераскрытия панелей солнечной батареи ее работоспособность будет полностью утеряна.

При расположении откидных панелей на боковых гранях и большем основании равнобедренной трапеции с ростом размеров панелей увеличивается и высота самой трапеции, что увеличивает общую монтажную высоту мини-спутника и, как следствие, увеличивает массу конструкции, что также является недостатком.

Целью заявляемого мини-спутника является снижение массы конструкции системы "мини-спутники + адаптер" при реализации групповых и попутных запусков путем повышения плотности компоновки мини-спутников в зоне полезного груза ракеты-носителя.

Поставленная цель достигается тем, что на торцевой плате корпуса расположены дополнительные узлы соединения с системой отделения, а каждая панель солнечной батареи выполнена в виде двух шарнирно соединенных между собой частей - корневой и концевой, при этом каждая из корневых частей шарнирно закреплена на боковой плате корпуса мини-спутника, на котором смонтированы узлы соединения с системой отделения, а свободные концы концевых частей панелей соединены между собой и с боковой платой мини-спутника механическими замками, расположенными на боковой плате корпуса, противоположной боковой плате с узлами соединения с системой отделения, причем в шарнирных узлах соединения частей каждой панели между собой и с корпусом установлены приводы поворота частей панелей, при этом шарнирные узлы соединения частей панелей между собой по отношению к боковой плате корпуса расположены выше механических замков соединения концевых панелей между собой и с боковой платой корпуса.

Заявляемый мини-спутник поясняется чертежом, на котором показано:

- на фиг.1 - общий вид мини-спутника;

- на фиг.2 - вид сверху на торец мини-спутника;

- на фиг.3 - вид снизу на торец мини-спутника;

- на фиг.4 - общий вид расположения пяти мини-спутников на адаптере при групповом запуске;

- на фиг.5 - расположение мини-спутников на адаптере при боковом креплении в зоне головного обтекателя ракеты-носителя;

- на фиг.6 - узел соединения мини-спутника с адаптером;

- на фиг.7 - общий вид расположения мини-спутников на адаптере при попутном запуске.

Мини-спутник содержит корпус 1 в форме параллелепипеда и расположенные на корпусе панели 2, 3 солнечной батареи. Корпус 1 состоит из фрезерованных плат, соединенных между собой болтовыми соединениями. На корпусе 1 внутри и частично снаружи смонтированы приборы целевой и служебной аппаратуры (на чертеже не показаны). На одной из боковых плат корпуса выполнены узлы 4 для крепления системы отделения мини-спутника, например, в виде крепежных отверстий (по четыре отверстия в каждом узле).

Панель 2 солнечной батареи выполнена в виде шарнирно соединенных между собой частей - корневой 5 и концевой 6. Панель 3 солнечной батареи выполнена аналогично панели 2 в виде шарнирно соединенных между собой частей - корневой 7 и концевой 8.

Корневая часть 5 закреплена на боковой плате корпуса мини-спутника, на котором смонтированы узлы 4 для соединения с системой отделения, при помощи шарнирных узлов 9, 10 и при помощи шарнирных узлов 11, 12 с концевой частью 6, а корневая часть 7 соединена аналогично при помощи шарнирных узлов 13, 14, 15, 16.

Свободные концы концевых частей 6, 8 панелей соединены между собой и с платой мини-спутника механическими замками 17, 18, расположенными на плате корпуса, противоположной плате с узлами соединения с системой отделения. В шарнирных узлах соединения корневых частей каждой панели между собой и с корпусом установлены приводы поворота частей панелей 19, 20, 21, 22. Шарнирные узлы 11, 12, 15, 16 соединения частей панелей между собой по отношению к боковой плате корпуса расположены выше механических замков 17, 18 соединения концевых панелей между собой и с боковой платой корпуса. В результате, мини-спутник при виде на его торец приобретает форму, близкую к трапециевидной, но с изломом большего основания, направленным к корпусу мини-спутника. Такая форма мини-спутника повышает плотность его компоновки и ведет к снижению массы конструкции.

На одной из торцевых плат корпуса мини-спутника выполнены отверстия 23 для стыковки с системой отделения, используемой в случае торцевой установки мини-спутника на адаптер.

При групповом запуске мини-спутники устанавливаются на адаптер 24, смонтированный на раме 25 используемой ракеты-носителя (фиг.4, 5).

Приведенный на фиг.4 вариант размещения мини-спутников на адаптере при групповом запуске содержит четыре мини-спутника, закрепленные боковым способом на адаптере 24 (условно показаны только два) и один мини-спутник, закрепленный на адаптере 24 торцевым способом.

Мини-спутники располагаются в зоне полезного груза 25 головного аэродинамического обтекателя ракеты-носителя (сам обтекатель не показан). Для бокового крепления мини-спутников на адаптере используется система отделения 27, а для торцевого - система отделения 28.

Система отделения 27, используемая для бокового крепления мини-спутников, содержит кронштейны 29, плату 30, соединяющий их замок 31 с фиксатором 32, шпильки 33 и толкатели 34.

Кронштейны 29 монтируются на узлы 4 корпуса 1 мини-спутника, а плата 30 крепится на адаптере 24. Кронштейны и плата соединены между собой замками 31, которые фиксируются фиксатором 32 поворотного типа. Фиксаторы замков удерживаются от проворачивания тросиком с пирочекой (на чертеже не показано). Шпильки 33 в соединении кронштейнов 29 с платой 30 воспринимают поперечные нагрузки. Для отделения мини-спутника используются пружинные толкатели 34.

Система отделения 28, используемая для торцевого крепления мини-спутников, выполнена аналогично. В общем случае системы отделения 27, 28 конструктивно могут быть выполнены иными.

При реализации попутного запуска мини-спутник устанавливается на основной космический аппарат 35 при помощи адаптера 36. Как правило, зоной монтажа мини-спутника при попутном запуске является коническая часть обтекателя ракеты-носителя, характеризуемая малыми размерами по сравнению с зоной в цилиндрической части обтекателя. Поэтому мини-спутник при помощи поворотной платформы 37 установлен под углом к продольной оси обтекателя для размещения в ограниченной зоне монтажа.

Кроме того, на основном космическом аппарате установлено гравитационное устройство 38, которое также сокращает зону монтажа.

В этой связи мини-спутник ориентирован на основном космическом аппарате так, что концевые части 6, 8 панелей солнечной батареи обращены в сторону гравитационного устройства 38. Такая ориентация мини-спутника позволяет разместить гравитационное устройство как можно ближе к корпусу 1 мини-спутника и повысить плотность компоновки в целом.

Работы по адаптации заявляемого мини-спутника к ракете-носителю при реализации групповых и попутных запусков и функционирование самого мини-спутника осуществляется следующим образом.

Наличие на боковой и торцевой поверхностях корпуса 1 мини-спутника узлов установки систем отделения и его форма с торцевой части, близкая к трапециевидной, но с изломом большего основания, направленным к корпусу мини-спутника, позволяют оптимальным образом разрабатывать адаптеры как для реализации группового запуска мини-спутников, так и попутных запусков с учетом ограничений по зоне полезного груза головного обтекателя.

Для заданного количества запускаемых групповым способом мини-спутников и имеющейся зоны полезного груза головного обтекателя разрабатывается соответствующий адаптер, при этом оптимальные решения по компоновке выбираются с учетом возможности устанавливать мини-спутники на адаптере как боковым, так и торцевым способом. Так, для приведенного на фиг.4, 5 примера компоновки в цилиндрической части обтекателя мини-спутники с использованием бокового способа крепления установлены с максимальной плотностью компоновки. В конической части обтекателя для установки мини-спутника использован торцевой способ его крепления, что сократило размеры адаптера.

Такой способ установки мини-спутников обеспечивает полную гарантию безударности их отделения. Отделение мини-спутников от адаптера осуществляется следующим образом. После подрыва пирочеки (на чертеже не показано) поворотные фиксаторы 32 освобождают замки 31 и под действием толкателей 34 мини-спутник отделяется от адаптера. Кронштейны 29 при этом остаются на мини-спутнике. После отделения на каждом мини-спутнике срабатывают замки 17, 18 и приводами 19, 29, 21, 22 панели 2, 3 солнечной батареи переводятся в рабочее положение, при котором корневые части 6, 8 и концевые части 5, 7 панелей устанавливаются в одну плоскость.

В случае несрабатывания замков 17, 18 мини-спутник полностью не потеряет свою работоспособность, так как и при нераскрытых панелях 2, 3 будет осуществляться заряд аккумуляторных батарей от солнечной панели, поскольку солнечные панели ориентированы так, что при любой ориентации мини-спутника часть панелей будет освещена солнцем.

Для приведенного на фиг.7 примера установки мини-спутника при попутном запуске оптимальные решения по компоновке обеспечиваются использованием торцевого способа установки мини-спутника на адаптере с учетом формы мини-спутника при виде на его торец, обладающей максимальной плотностью компоновки.

Отделение мини-спутника от основного космического аппарата осуществляется следующим образом. Поворотная платформа 37 поворачивает мини-спутник на безударный угол отделения, после чего срабатывает система отделения 28 (так же, как и при отделении от адаптера при групповом запуске) и мини-спутник отделяется с заданной относительной скоростью.

Заявляемый мини-спутник по сравнению с прототипом за счет закрепления корневых частей панелей солнечной батареи на боковой плате корпуса мини-спутника, на котором смонтированы узлы соединения с системой отделения, и закрепления свободных концов концевых частей панелей между собой и с платой мини-спутника механическими замками, расположенными на плате корпуса, противоположной плате с узлами соединения с системой отделения, обеспечивает:

- снижение на 35% общей площади торцевой части мини-спутника, определяющей условия компоновки мини-спутников в поперечном сечении головного обтекателя;

- снижение на 23% высоты мини-спутника по центру поперечного сечения в направлении от плоскости расположения узлов стыковки с системой отделения до концевых частей панелей; данная высота определяет условия компоновки мини-спутника при попутном запуске при наличии в зоне установки мини-спутника элементов конструкции основного космического аппарата;

- за счет повышения плотности компоновки мини-спутника и передачи оптимальным образом нагрузок от системы отделения на корпус мини-спутникака снижение массы мини-спутника на 6-7%;

Кроме того, заявляемый мини-спутник при реализации групповых и попутных запусков обеспечивает:

- увеличение количества устанавливаемых на адаптере в одном ярусе мини-спутников в цилиндрической части обтекателя ракеты-носителя (с трех для прототипа до четырех для заявляемого микроспутника);

- за счет увеличения количества устанавливаемых мини-спутников в одном ярусе и возможности установки мини-спутника на адаптер торцевым и боковым способом в случае запуска пяти мини-спутников длина адаптера (а значит и его масса) сокращается как минимум в два раза, поскольку для прототипа необходим адаптер с двухярусным расположением спутников по три мини-спутника в каждом ярусе; кроме того, для прототипа для приведенного на фиг.4 примера необходимо увеличивать длину обтекателя для размещения мини-спутников верхнего яруса;

- при попутном запуске при наличии в зоне монтажа мини-спутника на основном космическом аппарате гравитационного устройства или других элементов конструкции торцевой способ крепления и принятая ориентация мини-спутника на основном космическом аппарате позволяет повысить плотность компоновки в целом на 17-18%.

Мини-спутник для группового и попутного запусков, содержащий корпус в форме параллелепипеда, закрепленные на его боковых платах панели солнечной батареи и узлы соединения с системой отделения, расположенные на одной из боковых плат корпуса, отличающийся тем, что на торцевой плате корпуса расположены дополнительные узлы соединения с системой отделения, а каждая панель солнечной батареи выполнена в виде двух шарнирно соединенных между собой частей - корневой и концевой, при этом каждая из корневых частей шарнирно закреплена на боковой плате корпуса мини-спутника, на которой смонтированы узлы соединения с системой отделения, а свободные концы концевых частей панелей соединены между собой и с боковой платой корпуса механическими замками, расположенными на этой боковой плате, которая противоположна боковой плате с узлами соединения с системой отделения, причем в шарнирных узлах соединения частей каждой панели между собой и с корпусом установлены приводы поворота частей панелей, при этом шарнирные узлы соединения частей панелей между собой расположены выше механических замков соединения концов концевых частей панелей между собой и с боковой платой корпуса, по отношению к этой плате.