Космическая головная часть для группового запуска спутников

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Космическая головная часть для группового запуска спутников содержит переходной отсек для стыковки с последней ступенью ракеты, адаптер для крепления спутников и головной обтекатель. Введены пристыковываемые к каждому спутнику при помощи разрывных пиротехнических болтов блоки индивидуального выведения, состоящие из платформы, приборного отсека и двигательной установки. Достигается возможность одновременного выведения как низкоорбитальных, так и высокоорбитальных космических аппаратов на различные рабочие орбиты одной ракетой. 2 ил.

 

Предлагаемая космическая головная часть (КГЧ) относится к области ракетно-космической техники и может быть использована в конструкциях соответствующих ракет-носителей (РН).

Известна КГЧ, содержащая разгонный блок, головной аэродинамический обтекатель, адаптер для группового запуска спутников и располагаемые на адаптере спутники. Разгонный блок (РБ) предназначен для довыведения космического аппарата на целевую (рабочую) орбиту с выполнением требований по ориентации и точности выведения и применяется в случае, когда энергетические характеристики ракеты-носителя не позволяют напрямую доставить КА на рабочую (целевую) орбиту. РБ состоит из отсека двигательной установки, приборного отсека и переходной системы. Приборный отсек располагается над отсеком двигательной установки. Для закрепления спутников на верхнем силовом шпангоуте приборного отсека крепится переходная система, состоящая из адаптера и системы разделения. РБ выполнен по подвесной схеме и подвешен внутри переходного отсека. Головной аэродинамический обтекатель крепится к приборному отсеку [1]. Данное конструктивное исполнение КГЧ с разгонным блоком ведет к уменьшению зоны размещения полезной нагрузки, а также не обеспечивает одновременное выведение высокоорбитальных и низкоорбитальных КА на свои орбиты.

Также известна КГЧ, содержащая раму, на которую последовательно установлены два космических аппарата с установкой верхнего КА на нижний [2]. Недостатками этого типа КГЧ являются малая зона для размещения КА под головным обтекателем и необходимость совместимости космических аппаратов по механическому и электрическому интерфейсам (при этом нижний КА должен дорабатываться или разрабатываться с учетом установки на него верхнего КА).

Наиболее близкой по технической сущности к предлагаемой КГЧ является КГЧ для одиночного и группового запусков спутников, содержащая головной аэродинамический обтекатель, размещенные под ним разгонный блок, состоящий из отсека двигательной установки, топливного отсека и закрепленного над ним приборного отсека, адаптер для установки спутников вокруг разгонного блока, адаптер для установки одиночного спутника, расположенного над разгонным блоком, переходный отсек для стыковки с последней ступенью ракеты-носителя разгонного блока со спутниками [3]. При этом адаптер для установки спутников выполнен в виде кольцевой платформы и расположен в верхней части разгонного блока вокруг его приборного отсека. На кольцевой части адаптера выполнены посадочные отверстия для установки спутников вокруг разгонного блока, а в районе приборного отсека разгонного блока на этом адаптере выполнены посадочные отверстия для установки адаптера одиночного спутника, расположенного над разгонным блоком. Кольцевой адаптер содержит стыковочный шпангоут, при помощи которого он закреплен на верхнем стыковочном шпангоуте переходного отсека, а разгонный блок подвешен внутри переходного отсека при помощи узлов, закрепленных на приборном отсеке разгонного блока и на переходном отсеке. В стыках шпангоутов переходного отсека и кольцевого адаптера и переходного отсека и разгонного блока установлены демпфирующие элементы. Данная КГЧ была взята за прототип.

Недостатками данного технического решения являются:

1. Большая масса разгонного блока (особенно при увеличении количества КА, выводимых одной ракетой-носителем) и, как следствие, увеличение конструкционной массы элементов крепления и переходного отсека.

2. Малая зона для размещения КА из-за больших габаритных размеров топливных баков маршевого двигателя разгонного блока, что приводит к сокращению количества спутников при групповом запуске.

3. Отсутствие возможности одновременного запуска нескольких КА на различные по удаленности рабочие орбиты.

По этим причинам применение данной КГЧ является неэффективным для группового запуска спутников различных по назначению, массе и габаритам одной РН.

Целью настоящего изобретения является создание конструкции КГЧ, способной осуществлять выведение нескольких КА (как низкоорбитальных, так и высокоорбитальных) на различные орбиты и в различные точки пространства для построения группировки спутников, входящих в многоцелевую космическую систему.

Для достижения поставленной в настоящем изобретении цели предлагается вместо разгонного блока использовать блоки индивидуального выведения (БИВ), пристыковываемые к каждому КА. БИВ состоит из платформы, унифицированной для крепления различных по конструкции КА, приборного отсека и двигательной установки (ДУ) с маршевым двигателем (МД), создающим основную часть импульса осевой тяги, и двигателем ориентации и стабилизации (ДОС), создающим управляющие усилия по всем каналам управления и корректирующий импульс осевой тяги.

Таким образом, состав предлагаемой КГЧ с БИВ включает переходный отсек для крепления КГЧ в сборе к последней ступени ракеты-носителя, адаптер, установленный на переходном отсеке и предназначенный для электрической и механической стыковки полезной нагрузки (КА с БИВ) с РН, головной обтекатель и космические аппараты с пристыкованными блоками индивидуального выведения.

Выведения КА с БИВ на околоземные орбиты возможно с использованием двух схем:

1. По непрерывной схеме (выведение на низкие орбиты): ДУ включается сразу после отделения.

2. По схеме с задержкой (выведение на высокие орбиты): после отделения от адаптера КА с БИВ находятся в стабилизированном пассивном полете. Стабилизация осуществляется за счет двигателя ориентации и стабилизации. При достижении апогея переходной орбиты производится включение МД и осуществляется доразгон до требуемой круговой орбитальной скорости. По достижении необходимой круговой скорости космический аппарат отделяется, а БИВ уводится с орбиты при помощью двигательной установки.

Сравнительный анализ с прототипом показал, что настоящее изобретение отличается наличием блоков индивидуального выведения, пристыковываемых к различным КА, состоящих из платформы, унифицированной для крепления различных по конструкции КА, приборного отсека и двигательной установки с маршевым двигателем и двигателем ориентации и стабилизации.

Наличие данного отличительного признака определяет соответствие заявляемого технического решения критерию «новизна».

В результате патентного поиска до даты подачи заявки не выявлено технических решений, которым присущи признаки, идентичные всей совокупности существенных признаков, содержащихся в предлагаемой заявке, что говорит об изобретательском уровне предлагаемого технического решения.

На фиг.1 представлена схема КГЧ с БИВ. Предлагаемая КГЧ содержит переходный отсек (2), предназначенный для обеспечения стыковки КГЧ в сборе с последней ступенью ракеты-носителя (1). На платформу переходного отсека устанавливается адаптер (3), который обеспечивает крепление в КГЧ различных по конфигурации КА (5) в один или несколько ярусов. Электрическая и механическая стыковка к адаптеру осуществляется с использованием пироустройств, предназначенных для быстрого и одновременного отделения КА с БИВ на траектории выведения. К переходному отсеку крепится головной обтекатель (6). Конструктивно головной обтекатель состоит из двух створок, выполненных из металлического листа с поперечным и продольным силовыми наборами, которые раскрываются и сбрасываются при помощи толкателей и пирозамков за пределами плотных слоев атмосферы. Блок индивидуального выведения (4) состыковывается с КА при помощи разрывных пироболтов.

На фиг.2 показан КА и БИВ в расстыкованном состоянии. БИВ состоит из платформы (7), представляющей собой металлическую конструкцию, состоящую из цилиндрической обечайки, замкнутой торцевыми шпангоутами. На боковой поверхности платформы имеется узел крепления к адаптеру КГЧ. Платформа БИВ является универсальной, что обеспечивается наличием различных узлов крепления на ее торцевой поверхности. При помощи разрывных пироболтов к этим узлам крепится КА (5). На шпангоуте платформы смонтирован соединитель, обеспечивающий связь системы управления БИВ с системой управления КА и который расстыковывается пироустройством по команде от системы управления БИВ. Внутри платформы размещены кабельные сети пироустройств, переходных соединителей и связи системы управления КА. Другой стороной платформа стыкуется с корпусом приборного отсека (8). Корпус приборного отсека (ПО) БИВ выполнен из алюминиевого сплава в виде оболочки вафельного типа, замкнутой торцевыми шпангоутами. К обоим шпангоутам с торцов ПО приварены сферические днища. В герметичном внутреннем объеме ПО размещены: аппаратура системы управления, источники питания и соединители электрической связи системы управления БИВ с бортовой системой управления ракеты. Приборный отсек соединен с отсеком двигательной установки (9), в состав которой входят маршевый двигатель (11) с неподвижно установленным соплом, обеспечивающий «толкающую» схему движения, и двигатель ориентации и стабилизации (ДОС) с четырьмя поворотными сопловыми блоками поперечной тяги (10). Распределение тяги между соплами осуществляется управляемыми электромагнитными клапанами по командам от системы управления БИВ.

КГЧ функционирует следующим образом. По окончании работы маршевого двигателя последней ступени ракеты-носителя одновременно поступает команда на срабатывание пирозамков крепления к адаптеру всех КА с БИВ и происходит их отделение на безопасное расстояние, после чего каждый КА с БИВ начинает автономный полет. Через несколько секунд после отделения от адаптера осуществляется включение ДОС и производится разворот КА с БИВ в заданное направление. После разворота происходит включение маршевого двигателя, который работает с многократным включением по заданной программе вывода КА на орбиту. В течение всего времени работы маршевого двигателя также работает ДОС, который осуществляет управление КА с БИВ по каналам тангажа, рыскания и крена, компенсируя накопленные отклонения кинематических параметров на момент окончания работы последней ступени ракеты-носителя, а также обеспечивая выполнение полетной программы. На рабочей орбите, в заданной точке выведения происходит ориентация КА в необходимое направление, доразгон до требуемой круговой орбитальной скорости и по команде на задействование разрывных пирозам-ков происходит отстыковка БИВ от КА и его увод с орбиты КА при помощи двигательной установки.

Литература

1. «Новости космонавтики», том 10, № 7 (210), 2000 г., с.43.

2. «О перспективах коммерческого использования ракеты «Титан 34Д»» «Ракетная и космическая техника», ЦНТИ, № 42(1251) 1983 г., стр.11.

3. Патент РФ № 2293689 «Космическая головная часть для одиночного и группового запусков спутников».

Космическая головная часть для группового запуска спутников, содержащая переходной отсек для стыковки с последней ступенью ракеты, адаптер для крепления спутников и головной обтекатель, отличающаяся тем, что введены пристыковываемые к каждому спутнику при помощи разрывных пиротехнических болтов блоки индивидуального выведения, состоящие из платформы, приборного отсека и двигательной установки.