Космический аппарат дистанционного зондирования земли



Космический аппарат дистанционного зондирования земли
Космический аппарат дистанционного зондирования земли
Космический аппарат дистанционного зондирования земли
Космический аппарат дистанционного зондирования земли

 


Владельцы патента RU 2493056:

Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") (RU)
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КЛ) и его бортовым, главным образом, терморегулирующим системам. КЛ конструктивно объединяет модули целевой аппаратуры и служебных систем и снабжен термостабилизирующим кожухом, выполненным в виде прямоугольного параллелепипеда. На боковых его сторонах закреплены трехслойные сотовые термопанели (ТП) с металлическими обшивками, между которыми встроены тепловые трубы (ТТ). На оболочке кожуха выполнен канал для жидкого теплоносителя с шагом, равным шагу расположения ТТ. Теплоноситель имеет тепловой и механический контакт с соответствующими ТТ. Протяженность канала, длина ТТ и шаг между ТТ выбраны так, чтобы перепады температуры кожуха вдоль двух взаимно перпендикулярных направлений не превышали допустимых. Одна из ТП стенок кожуха, в виде пятислойной сотовой панели, обеспечивает механический контакт модулей целевой аппаратуры и служебных систем. На внешних обшивках этой ТП уложены трубопроводы гидромагистрали. Другая торцевая ТП выполнена в виде металлической пластины с отверстиями под крышки целевой аппаратуры. Каждое отверстие соосно оптической оси соответствующей аппаратуры. На внутренней поверхности торцевой ТП расположены трубопроводы гидромагистрали. Внутри кожуха вдоль продольной оси КА параллельно боковым стенкам закреплена размерно-стабильная несущая конструкция (например, из углепластика) для целевой аппаратуры. Обеспечивающие приборы модуля целевой аппаратуры установлены на верхней торцевой стенке кожуха. Кожух с внешней стороны изолирован от космического пространства экранно-вакуумной теплоизоляцией. Техническим результатом изобретения является повышение качества, в т.ч. точности получаемой КА целевой информации при сохранении его ресурсных характеристик. 4 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА) дистанционного зондирования Земли.

Современная космическая техника, среди прочих, ставит перед собой задачу по увеличению срока активного существования создаваемого КА дистанционного зондирования Земли, а также повышению качества и точности получаемой целевой информации.

Как известно (С.П. Усманский. Человек на космической орбите. М., Машиностроение, 1974), космический аппарат представляет собой сложное техническое устройство, состоящее, как правило, из целевой аппаратуры (ЦА) и обеспечивающих (служебных) систем. В качестве ЦА могут быть использованы оптические, оптико-электронные, радиотехнические или иные технические устройства, позволяющие проводить дистанционное зондирование Земли. Комплекс обеспечивающих систем составляют: комплексная двигательная установка (КДУ), бортовой комплекс управления (БКУ), командно-измерительная система (КИС), система телеметрического контроля (СТК), бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ), система электропитания (СЭП), система терморегулирования (СТР) и другие устройства и агрегаты в зависимости от типа и назначения КА.

К числу бортовых систем, существенно влияющих на срок активного существования КА, а также качество и точность получаемой в виде фотографий поверхности Земли целевой информации относится СТР. Для гарантированного увеличения срока активного существования бортовой аппаратуры (БА), например, аккумуляторных батарей СЭП или оптико-электронных преобразователей (ОЭП) ЦА, очень важно обеспечивать в процессе их эксплуатации требуемые температурные режимы, а именно поддерживать температуру термоплат (термопанелей), на которых устанавливается БА, в сравнительно узком диапазоне.

Аналогичные требования предъявляются и к силовым конструкциям КА, температурные деформации которых ухудшают их параметры, особенно это касается ЦА, поскольку малейшее отклонение ее оптической оси от заданного положения может привести к снижению качества и точности получаемой целевой информации. Поэтому техническая задача, связанная с существенным снижением температурных деформаций конструкции самой ЦА или платформы, на которой устанавливается ЦА, является весьма актуальной. Для решения этой технической проблемы необходимо использовать новые решения, в том числе и в части усовершенствования СТР.

В общем случае СТР представляет собой сложное устройство, состоящее из соединенных последовательно между собой магистралями агрегатов и элементов, осуществляющих подвод и отвод тепловой энергии от приборов КА за счет циркуляции теплоносителя. На практике используются, как правило, конвективные СТР, имеющие один или несколько замкнутых контуров и обеспечивающие передачу теплоты из герметичных отсеков КА через промежуточные теплообменники в окружающую среду. Сброс теплоты излучением осуществляется с поверхности радиаторов, по каналам которых циркулирует промежуточный теплоноситель. Современные КА снабжаются подобными теплообменниками (В.В. Малоземцев. Оптимизация систем терморегулирования космических аппаратов, М., Машиностроение, 1988).

Известен космический аппарат (Б.М. Панкратов. Основы теплового проектирования транспортных космических систем, М., Машиностроение, 1988), содержащий отсек ЦА, герметичный отсек, внутри которого размещены приборы и устройства обеспечивающих систем, агрегатный отсек с КДУ, систему терморегулирования с внешними радиаторами. В известном КА основная часть БА охлаждается воздушным потоком. Сброс теплоты в окружающую среду осуществляется через внешние навесные холодные радиаторы, по каналам которых циркулирует жидкий теплоноситель. Часть радиаторов устанавливается в агрегатном отсеке для обогрева КДУ. Аналогично с помощью радиаторов, выполненных в виде термопанелей, обеспечивается температурный режим ЦА. Необходимо отметить, что термопанели, как правило, представляют собой одновременно силовую конструкцию отдельных отсеков КА.

Одним из недостатков подобных КА является наличие герметичного отсека, так как для нормального функционирования БА требуется поддержание в нем заданного диапазона изменения давления газовой среды в течение всего срока активного существования КА, создание свободных зон для обеспечения циркуляции газового потока без застоя. Для отвода теплоты из герметичного отсека необходимо применение теплообменников, представляющих собой сложные газо-жидкостные агрегаты (ГЖА), а также вентиляторов. Изготовление вентиляторов с большим ресурсом непрерывной работы является сложнейшей технической задачей. Поэтому в настоящее время на КА все реже применяются герметичные приборные отсеки (Космические аппараты. Под редакцией К.П. Феоктистова, М., Воениздат, 1993).

Известна система терморегулирования для искусственного спутника Земли (Патент США №4880050, F28D 15/00, 1989), которая для эффективного отвода теплоты от БА к внешним радиационным панелям снабжена термоплатами. В данном техническом устройстве наиболее важные приборы могут быть установлены на собственные термоплаты, по каналам которых циркулирует жидкий теплоноситель. Термоплаты отличаются от термопанелей прежде всего тем, что они не относятся к силовым конструкциям, причем на каждую термоплату устанавливается, как правило, только один прибор, при этом тепловой контакт осуществляется всей рабочей поверхностью прибора. Такой способ охлаждения БА очень эффективен и позволяет существенно сузить диапазон изменения рабочих температур до оптимальных значений и обеспечить «комфортный» тепловой режим БА, расположенной как в герметичном, так и негерметичном отсеках.

Известен космический аппарат (прототип, патент РФ №2144889, B64G 1/00, 2000 г.), содержащий отсек целевой аппаратуры, герметичный приборный отсек, негерметичный агрегатный отсек с КДУ, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса теплоты, а в том числе выполненными в виде термоплат с гидравлическими каналами, систему электропитания, включающую в себя солнечную батарею, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, а также размещенные в агрегатном отсеке аккумуляторные батареи, на днище которых закреплены образующие с ними попарно моноблоки термоплаты со штатными и технологическими гидравлическими каналами.

Известный КА, содержащий в своем составе герметичные отсеки с газовой средой, может выйти из строя по причине их разгерметизации, при этом вероятность безотказной работы КА с увеличением срока его активного существования уменьшается. Кроме того, температурные деформации, возникающие в корпусе ЦА, снижают качество и точность получаемой целевой информации.

Конструкция отсека ЦА является неприемлемой в случае установки на КА нескольких приемников целевой информации, например, для расширения ширины захвата зондируемой поверхности Земли.

Задачей данного изобретения является повышение качества и точности получаемой космическим аппаратом целевой информации с сохранением его ресурсных характеристик.

Поставленная задача решается тем, что космический аппарат дистанционного зондирования Земли, образованный путем конструктивного соединения функционально связанных между собой модуля целевой аппаратуры, и модуля служебных систем, включающего систему электропитания, содержащую солнечные батареи, комплекс автоматики и установленные на соответствующие термоплаты аккумуляторные батареи, а также систему терморегулирования, объединяющую конструктивно, блок управления, холодные навесные радиаторы, термоплаты и термопанели с жидким теплоносителем, и гидроарматуру, образующие замкнутые гидромагистрали, отличающийся тем, что он снабжен термостабилизирующим кожухом, выполненным в виде прямоугольного полого параллелепипеда, на боковых сторонах которого закреплены термопанели в виде трехслойных сотовых панелей с металлическими обшивками, между которыми встроены тепловые трубы, при этом на оболочке кожуха выполнен канал под жидкий теплоноситель с шагом, совпадающим с шагом размещения тепловых труб, причем протяженность канала с теплоносителем, имеющего тепловой и механический контакт с соответствующей тепловой трубой, длина тепловой трубы и шаг между тепловыми трубами выбраны из условия не превышения допустимого перепада температуры термостабилизирующего кожуха по двум взаимно перпендикулярным координатным осям, а торцевые стенки термостабилизирующего кожуха представляют собой термопанели, причем одна из них выполнена с обеспечением механического контакта модулей целевой аппаратуры и служебных систем на основе пятислойной сотовой панели, на внешних обшивках которой уложены трубопроводы гидромагистрали, а другая торцевая термопанель выполнена в виде металлической пластины с отверстиями под подвижные крышки целевой аппаратуры, при этом диаметр каждого отверстия выбран соосно с оптическими осями соответствующей целевой аппаратуры, а на внутренней поверхности пластины расположены трубопроводы гидромагистрали, внутри термостабилизирующего кожуха вдоль продольной оси космического аппарата параллельно двум противоположным его боковым стенкам жестко закреплена размерно-стабильная несущая конструкция из материала с малым коэффициентом теплового расширения, например, углепластика, при этом на ее рабочих поверхностях приклеены пленочные электронагреватели, электрически связанные с системой электропитания, которые взаимодействуют с блоком управления системы терморегулирования в зависимости от температуры размерно-стабильной несущей конструкции, определяемой датчиковой аппаратурой системы терморегулирования, при этом целевая аппаратура жестко закреплена на размерно-стабильной несущей конструкции, а обеспечивающие приборы модуля целевой аппаратуры установлены на поверхностях верхней торцевой стенки термостабилизирующего кожуха, который с внешней стороны изолирован от космического пространства экранно-вакуумной тепловой изоляцией.

Предлагаемое устройство космического аппарата дистанционного

зондирования Земли представлено на чертежах:

фиг.1. Общий вид КА ДЗЗ;

Фиг.2. Сечение А-А с фиг.1;

Фиг.3. Сечение Б-Б с фиг.1;

Фиг.4. Сечение С-С с фиг.1.

Космический аппарат дистанционного зондирования Земли образован путем конструктивного соединения функционально связанных между собой модуля целевой аппаратуры (МЦА) 1 и модуля служебных систем (МСС) 2.

МЦА 1 состоит из термостабилизирующего кожуха 3, выполненного в виде прямоугольного параллелепипеда, стенками которого являются термопанели различной конструкции, размерно-стабильной несущей конструкции (РСНК) 4, закрепленной жестко внутри термостабилизирующего кожуха 3 параллельно двум противоположным его боковым стенкам и изготовленной из материала с малым коэффициентом теплового расширения, например, углепластика, целевой аппаратуры, закрепленной жестко к РСНК 4, и включающей в себя последовательно соединенные механически блок оптико-электронной аппаратуры 5 с оптическим трактом, бленду 6, крышку бленды 7 (фиг.4), обеспечивающие приборы 8, установленные в МЦА 1 (фиг.1, фиг.3) для обработки и передачи целевой информации на Землю, гидроарматуры 9 для образования замкнутых контуров и обеспечения циркуляции жидкого теплоносителя, пленочных нагревателей 10, приклеенных на рабочих поверхностях РСНК 4. Стенки термостабилизирующего кожуха 3 выполнены плоскими, что обеспечивает существенное упрощение технологии их изготовления. Блоки оптико-электронной аппаратуры 5 охлаждаются в процессе работы теплоносителем СТР (на фиг.1 гидромагистраль для циркулирования теплоносителя не показана).

МСС 2 содержит КДУ 11, СЭП, состоящую из батареи солнечной 12, комплекса автоматики 13, аккумуляторных батарей 14, других служебных систем 15, а также СТР, включающую в себя гидроарматуру 9, термоплаты 16, блок управления 17, датчиковую аппаратура (на фиг.1 не показана), навесные холодные радиаторы 18 и другие агрегаты СТР ( на чертежах не показано). Комплекс автоматики 13 и блок управления 17, установлены на внешней боковой поверхности МСС 2, которая охлаждается с помощью термопанелей 19 или термоплат 16 в зависимости от величины тепловыделения. Внутри МСС 2 расположены служебные системы 15, как правило, не требующие охлаждения. Навесные холодные радиаторы 18 могут быть изготовлены различной конструкции и их устройство здесь не рассматривается.

В боковых стенках термостабилизирующего кожуха 3 выполнены каналы 20 с теплоносителем 21 и термопанели 22 в виде трехслойных сотовых панелей с встроенными между обшивками сотовой панели тепловыми трубами 23 (фиг.1, фиг.2). Тепловые трубы 23 и каналы 20 имеют тепловой и механический контакт через обшивку термопанели 22. Протяженность L канала 20 с теплоносителем 21, длина S и шаг t тепловых труб 23 выбраны из условия не превышения заданного допустимого перепада температуры термостабилизирующего кожуха 3 по двум взаимно перпендикулярным координатным осям. Термостабилизирующий кожух 3 с внешней стороны изолирован от космического пространства ЭВТИ 24.

Трубопроводы 25 с жидким теплоносителем 21, изготовленные в форме «змеевика» с переменным шагом в зависимости от величины тепловыделения БА (t1, t2 и т.д.) закреплены на верхней торцевой термопанели 26 (фиг.3) термостабилизирующего кожуха 3 в виде пятислойной сотовой панели, при этом обе внешние поверхности торцевой термопанели 26 являются местами для установки обеспечивающих приборов 8 МЦА 1 (фиг.1, фиг.3). Кроме того, выбор пятислойной сотовой панели в качестве конструктивного материала связан с необходимостью обеспечения прочности и устойчивости элемента конструкции, являющегося стыком соединения МЦА 1 и МСС 2.

При использовании на торцевой поверхности трехслойной сотовой панели для размещения между обшивками двух слоев трубопроводов пришлось бы увеличить расстояние между обшивками, что привело бы к однозначной потере устойчивости сотовой конструкции при перегрузках, и как следствие, к снижению ее прочности.

Трубопровод 25 заданной формы с жидким теплоносителем 21, закреплен на нижней торцевой термопанели 27 в виде металлической пластины (фиг.4) в которой выполнены отверстия 28, соосные с оптическими осями соответствующей ЦА. Внешние поверхности крышек бленд 7 также изолированы от космического пространства ЭВТИ 24.

Поставленная цель осуществляется путем поддержания в узком диапазоне изменения температуры ЦА, обеспечивающих приборов МЦА 1 и РСНК 4, поскольку в этом случае создается «комфортный» температурный режим для функционирования оптической и радиоэлектронной аппаратуры и практически исключаются температурные деформации конструкции ЦА и РСНК 4, что является, как было отмечено выше, необходимым условием для повышения качества и точности получаемой в процессе эксплуатации КА дистанционного зондирования Земли целевой информации с сохранением его ресурсных характеристик

Тепловой режим ЦА обеспечивается переизлучением ЦА с термостатируемыми панелями кожуха 3, одновременно для поддержания температуры РСНК 4 в узком диапазоне применяются пленочные нагреватели 10. Применение материала РСНК 4 с малым коэффициентом теплового расширения также эффективно способствует решению поставленной задачи.

С целью повышения точности регулирования теплового режима РСНК 4 пленочные нагреватели 10, запитанные от СЭП, включаются (отключаются) блоком управления 17 системы терморегулирования в зависимости от температуры РСНК 4, определяемой датчиковой аппаратурой. Количество пленочных нагревателей 10 выбирается с учетом закона регулирования температурного режима РСНК 4.

Для существенного ослабления влияния космического пространства на температурный режим ЦА применяется термостабилизирующий кожух 3, образованный термопанелями различной конструкции (фиг.1). Так для получения температурного поля, близкого к равномерному, его боковые стенки оснащены тепловыми трубами 23 длиной S, приклеенными соосно с продольной осью КА к обшивкам сотовой панели через заданный шаг t (фиг.2). Порог срабатывания тепловых труб 23, следовательно, диапазон изменения температуры термопанели 22 определяется температурой теплоносителя, циркулирующего по каналу 20, имеющему в свою очередь с тепловыми трубами 23 механический и тепловой контакт через обшивку термопанели 22 (фиг.2). Применение тепловых труб 23 и оптимальное их размещение в трехслойной сотовой панели термопанели 22, являющейся боковыми стенками термостабилизирующего кожуха 3, позволяет поддерживать допустимый перепад температуры термостабилизирующего кожуха 3 по двум взаимно перпендикулярным координатным осям, и таким образом, создавать температурное поле, близкое к равномерному, чего нельзя было бы достичь в случае использования на КА только термопанелей с жидким теплоносителем.

Кроме того, влияние изменения температуры КА при чередовании теневых и освещенных участков его орбиты дополнительно парируется за счет использования ЭВТИ 24, установленной на внешней поверхности термостабилизирующего кожуха 3.

Немаловажную роль в поддержании температурного режима ЦА, обеспечивающих приборов МЦА 1 и РСНК 4 играет нижняя торцевая панель 27, на которой закреплен трубопровод 25 с жидким теплоносителем 21. Нижняя торцевая панель 27 имеет для нормального функционирования ЦА отверстия (не менее двух), закрываемые (открываемые) соответствующими крышками бленд 7. в зависимости от программы работы ЦА, внешние поверхности которых покрыты ЭВТИ 24. Поскольку внешние поверхности термостабилизирующего кожуха 3 и крышек бленд 7 изолированы от внешней среды ЭВТИ 24, а крышки бленд 7 закрываются периодически после завершения работы ЦА, то влияние перепада температуры космического аппарата на освещенных и теневых участках орбиты КА также эффективно парируется.

Повышение качества и точности получаемой целевой информации достигается не за счет снижения ресурсных характеристик, поскольку уязвимые, как правило, герметичные отсеки с газовой атмосферой, являющиеся в отдельных случаях причиной выхода из строя БА, в предлагаемом КА полностью исключены, за счет предложенной конструкции КА ДЗЗ.

Таким образом, применение предлагаемого космического аппарата дистанционного зондирования Земли позволит повысить качество и точность получаемой целевой информации с сохранением его ресурсных характеристик за счет поддержания в заданном диапазоне изменения температуры внутри МЦА средствами обеспечения теплового режима.

Космический аппарат дистанционного зондирования Земли, образованный путем конструктивного соединения функционально связанных между собой модуля целевой аппаратуры и модуля служебных систем, включающего систему электропитания, содержащую солнечные батареи, комплекс автоматики и установленные на соответствующие термоплаты аккумуляторные батареи, а также систему терморегулирования, объединяющую конструктивно блок управления, холодные навесные радиаторы, термоплаты и термопанели с жидким теплоносителем, гидроарматуру - образующие замкнутые гидромагистрали, отличающийся тем, что он снабжен термостабилизирующим кожухом, выполненным в виде прямоугольного полого параллелепипеда, на боковых сторонах которого закреплены термопанели в виде трехслойных сотовых панелей с металлическими обшивками, между которыми встроены тепловые трубы, при этом на оболочке кожуха выполнен канал под жидкий теплоноситель с шагом, совпадающим с шагом размещения тепловых труб, причем протяженность канала с теплоносителем, имеющего тепловой и механический контакт с соответствующей тепловой трубой, длина тепловой трубы и шаг между тепловыми трубами выбраны из условия непревышения допустимого перепада температуры термостабилизирующего кожуха по двум взаимно перпендикулярным координатным осям, а торцевые стенки термостабилизирующего кожуха представляют собой термопанели, причем одна из них выполнена с обеспечением механическою контакта модулей целевой аппаратуры и служебных систем на основе пятислойной сотовой панели, на внешних обшивках которой уложены трубопроводы гидромагистрали, а другая торцевая термопанель выполнена в виде металлической пластины с отверстиями под подвижные крышки целевой аппаратуры, при этом каждое отверстие выбрано соосным с оптическими осями соответствующей целевой аппаратуры, а на внутренней поверхности торцевой термопанели расположены трубопроводы гидромагистрали, внутри термостабилизирующего кожуха вдоль продольной оси космического аппарата параллельно двум противоположным его боковым стенкам жестко закреплена размерно-стабильная несущая конструкция из материала с малым коэффициентом теплового расширения, например, углепластика, при этом к ее рабочим поверхностям приклеены пленочные электронагреватели, электрически связанные с системой электропитания, которые взаимодействуют с блоком управления системы терморегулирования в зависимости от температуры размерно-стабильной несущей конструкции, определяемой датчиковой аппаратурой системы терморегулирования, при этом целевая аппаратура жестко закреплена на размерно-стабильной несущей конструкции, а обеспечивающие приборы модуля целевой аппаратуры установлены на поверхностях верхней торцевой стенки термостабилизирующего кожуха, который с внешней стороны изолирован от космического пространства экранно-вакуумной тепловой изоляцией.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к области испытательной техники и направлено на создание простого и безопасного для операторов, работающих в герметично изолированных от внешних сред обитаемых помещениях, оперативного способа определения местонахождения негерметичного участка гидравлической магистрали системы терморегулирования объекта после установления факта негерметичности, что обеспечивается за счет того, что при осуществлении способа определения местоположения негерметичного участка замкнутой гидравлической магистрали, снабженной побудителем расхода и гидропневматическим компенсатором температурного изменения объема рабочего тела, снижают давление среды в газовой полости гидропневматического компенсатора до уровня стабилизации этого давления в пределах погрешности измерения.

Изобретение относится к космической технике, в частности к посадочным и перелетным межпланетным космическим аппаратам, и может быть использовано для обеспечения теплового режима электронного и другого оборудования, предназначенного для длительного, автономного функционирования на Луне, на Марсе, а также на Земле в суровых климатических условиях.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к устройству для отвода тепловых потерь, а также к системе ионного ускорителя с таким устройством. .

Изобретение относится к созданию и эксплуатации систем терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к созданию и отработке систем терморегулирования космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к области создания и эксплуатации систем терморегулирования космических объектов и их элементов. .

Изобретение относится к конструкциям из композиционных материалов, предназначенных для использования в авиакосмической отрасли. .

Изобретение относится к оболочечным конструкциям корпусных деталей из полимерных композиционных материалов, применяемых в ракетной и авиационной технике, работающих в условиях повышенных нагрузок.

Изобретение относится к космической технике. .

Изобретение относится к авиастроению. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к орбитальным тросовым системам. .

Изобретение относится к космической головной части и к способу ее сборки. Космическая головная часть содержит космический аппарат, головной обтекатель и переходную систему, которая обеспечивает стыковку ракеты-носителя с космическим аппаратом. В состав космического аппарата выше его центра масс введен силовой шпангоут, к которому пристыкована переходная система с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения. Головной обтекатель установлен на силовой шпангоут космического аппарата, космический аппарат размещен во внутренней полости переходной системы. На внутренней поверхности переходной системы установлены скользящие опоры, движущиеся по направляющим поверхностям космического аппарата при отделении от него переходной системы. Способ сборки космической головной части содержит стыковку переходной системы со шпангоутом космического аппарата. В вертикальном положении космический аппарат опускают во внутреннюю полость переходной системы. В направляющие поверхности космического аппарата вводятся скользящие опоры переходной системы. После стыковки космического аппарата с переходной системой к силовому шпангоуту космического аппарата стыкуют головной обтекатель. Достигается уменьшение массы и упрощение сборки головной части ракеты-носителя. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх