Способ компоновки космического аппарата

Авторы патента:


Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2541598:

Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" (RU)

Изобретение относится к тепловому проектированию преимущественно геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой порядка 4,5-5,5 кВт. Спутник выполняют из двух модулей: модуля полезной нагрузки (ПН) и модуля служебных систем (СС). Приборы модуля СС и часть приборов модуля ПН устанавливают на внутренних поверхностях взаимно противоположных сотовых панелей "+Z" и "-Z". Последние выполняют функции радиаторов и включают в себя тепловые трубы, параллельные осям +Y, -Y спутника. Другие приборы модуля ПН размещают на сотовой панели, перпендикулярной панелям "+Z" и "-Z". Приборы модуля СС с наиболее узким температурным диапазоном устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z". Приборы с большой теплоемкостью и широким температурным диапазоном размещают внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели. Прочие приборы устанавливают на панели "+Х" и внутренней панели с встроенными жидкостными коллекторами. Элементы замкнутых дублированных жидкостных контуров соединяют с электронасосным агрегатом системы терморегулирования по определенной последовательной схеме. Технический результат изобретения направлен на уменьшение массы и упрощение технологии изготовления спутников данного класса. 8 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой 4500-5500 Вт, предназначенных для одновременного вывода на орбиту двух спутников одной ракетой-носителем типа «Протон-М», что востребовано на рынке телекоммуникационных услуг.

Для обеспечения этого такие космические аппараты (КА) должны быть скомпонованы таким образом, чтобы обеспечивалась минимально возможные масса и габариты.

Известны способы компоновки КА с минимально возможной массой согласно патенту RU 2369537 [1] с системой терморегулирования (СТР), содержащей сдублированные циркуляционные контуры с двухфазным теплоносителем - аммиаком в сочетании с тепловыми трубами.

Известный способ компоновки КА обеспечивает удельные массовые затраты менее 21,5 кг/кВт, когда тепловая нагрузка КА равна 12000-16500 Вт.

На фиг.1-3 изображена принципиальная схема КА, скомпонованного согласно [1], где 1 - модуль полезной нагрузки (МЛН); 1.1 - панель "+Z" МЛН; 1.2 - панель "-Z" МПН; 1.3, 1.4, 1.5 - панели, расположенные между панелями "+Z" и "-Z" МПН; 1.6, 1.7 - раскрывающиеся панели радиатора; 2 - модуль служебных систем (МСС); 2.1 - панель "+Z" МСС; 2.2 - панель "-Z" МСС; 3 - несущая силовая конструкция, выполненная в виде сетчатой стержневой силовой конструкции.

Как показал анализ, известный способ [1] применительно к вновь разрабатываемым двум спутникам с тепловой нагрузкой каждого из них 4500-5500 Вт обладает существенными недостатками.

1. Наличие раскрываемых панелей радиатора усложняет и утяжеляет массы спутников. Кроме того, в этом случае в связи с разработкой двух спутников потребуется две системы зачековки и раскрытия вышеуказанных панелей, также увеличивающие массы.

2. Повышенное рабочее давление теплоносителя - аммиака (при температуре 35°C давление паров аммиака ≈14 кгс/см2) потребует большого запаса аммиака для компенсации возможных утечек (по сравнению с однофазным теплоносителем Л3-ТК-2, рабочее давление которого ≈1 кгс/см2).

3. Сложность технологии изготовления и испытаний КА с СТР с аммиаком, т.к. аммиак - ядовитый, высокотоксичный продукт и потребует специальных мер защиты.

4. В случае изготовления вышеуказанных спутников согласно [1] удельные массовые затраты возрастут до 25,5 кг/кВт, что сравнимо (расчетно близко), как показал всесторонний комплексный анализ компоновки их согласно предложению авторов с использованием комбинированной СТР: сдублированные жидкостные контуры с однофазным теплоносителем Л3-ТК-2 плюс тепловые трубы - в этом случае удельные массовые затраты равны (26-27) кг/кВт, т.е. в пределах погрешностей изготовления можно допустить, что удельные массовые затраты близки друг к другу.

Известно, что для обеспечения работоспособности любого элемента космического аппарата в космических условиях эксплуатации на орбите необходимо, в первую очередь, обеспечить поддержание их температур в требуемых рабочих диапазонах, что в составе КА функционально обеспечивает система терморегулирования (СТР) КА, и в связи с этим СТР является главной системой КА, определяющей

его оптимальную конфигурацию и, следовательно, минимально возможную массу его и габариты;

надежную работу КА в течение длительного (более 10-15 лет) срока его эксплуатации на орбите, для чего СТР должна поддерживать температуру сотовых панелей, на которых установлены приборы КА, в наиболее комфортном диапазоне: от 15°C (в начале срока эксплуатации) и до 35°C (в конце срока эксплуатации);

приемлемую простоту технологии изготовления КА. Всесторонний комплексный анализ, проведенный авторами в процессе разработки КА с тепловой нагрузкой 5500 Вт, показал, что вышеуказанные задачи оптимально возможно выполнить только при применении в составе КА комбинированной СТР, сочетающей тепловые трубы плюс сдублированные жидкостные контуры, и скомпонованных (КА совместно с СТР) согласно предложенному авторами техническому решению, т.к., как показал анализ, КА с СТР с двухфазным контуром имеют преимущества только тогда, когда тепловая нагрузка КА выше 12000-16500 Вт, для чего при этом приходится повысить допустимый рабочий диапазон сотовых панелей (и ухудшить комфортный диапазон): от 35°C (в начале срока эксплуатации) и до 50°C (в конце срока эксплуатации).

Таким образом, известный способ [1] компоновки КА с тепловой нагрузкой 4500-5500 Вт усложняет конструкцию и технологию изготовления вновь создаваемого спутника, и при этом практически не обеспечивается выигрыш по массе КА.

Целью предложенного технического решения (см. фиг.4-8) является устранение вышеуказанных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается компоновкой космического аппарата и его системы терморегулирования следующим образом.

КА выполняют состоящим из двух модулей: модуля полезной нагрузки и модуля служебных систем, и приборы модуля служебных систем и часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на внутренних поверхностях, взаимно противоположно размещенных и установленных перпендикулярно осям +Z, -Z аппарата их трехслойных сотовых панелей "+Z" и "-Z", включающих в себя расположенные параллельно осям +Y, -Y аппарата встроенные тепловые трубы и сдублированные циркуляционные коллекторы с жидким теплоносителем системы терморегулирования на внутренних обшивках панелей "+Z" и "-Z" модуля полезной нагрузки, и наружные поверхности вышеуказанных панелей выполняют в качестве излучателей избыточного тепла приборов; а другую часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на трехслойной сотовой панели с встроенными для циркуляции теплоносителя коллекторами, перпендикулярно расположенной между его вышеуказанными панелями "+Z" и "-Z" в зоне их торцов, причем модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем прикрепляют к несущей силовой конструкции корпуса аппарата, размещенной в центральной зоне между панелями "+Z" и "-Z" и выполненной в виде сетчатой стержневой конструкции (например, анизогридной конструкции).

При этом тепловую нагрузку на панелях радиаторов "-Z" и "+Z" от работающих приборов модулей распределяют с отличием на них не более чем на 10-20%, при этом приборы модуля служебной системы с наиболее узким рабочим диапазоном температур, например аккумуляторные батареи, устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами. Приборы с большой теплоемкостью и широким рабочим диапазоном температур, например баки с топливом системы коррекции, размещают внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели. Другие приборы устанавливают на панели "+X" и панели, установленной внутри силовой конструкции корпуса с встроенными жидкостными коллекторами, а приборы модуля полезной нагрузки и жидкостные коллекторы устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами. Причем замкнутые сдублированные жидкостные контуры выполняют соединенными по схеме: выход электронасосного агрегата с присоединенным к его входу компенсатором объема - первая половина жидкостных коллекторов, встроенных в панель "+X" и панель, установленную внутри силовой конструкции корпуса, - первая половина коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - первая половина коллекторов панели "-X" - вторая половина жидкостных коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина жидкостных коллекторов, встроенных в панель "+X", - первая половина коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина коллекторов панели "-X" - вторая половина жидкостных коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вход электронасосного агрегата, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.

В результате анализа, проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого изобретения в известных источниках информации не обнаружено, и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемом изобретении.

По предлагаемому способу (см. фиг 4-8, где изображены: фиг.4 - принципиальная схема КА; фиг.5 - принципиальная схема МСС; фиг.6 - принципиальная схема МЛН; фиг.7 - принципиальная схема продольного сечения КА; фиг.8 - принципиальная схема компоновки КА и его СТР) компоновку космического аппарата телекоммуникационного спутника с тепловой нагрузкой 5500 Вт с длительным сроком эксплуатации на орбите (не менее 15 лет) и высокой надежностью (с вероятностью безотказной работы не менее 0,99) выполняют следующим образом (см. фиг.4-8): предусматривают изготовление по отдельности модуля полезной нагрузки (МЛН) 1 и модуля служебных систем (МСС) 2 совместно с несущей силовой конструкцией 3 корпуса КА, объединяемых в единое целое по механическим, электрическим, гидравлическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления космического аппарата:

- размещают трехслойные сотовые панели 1.1, 1.2 и 2.1, 2.2 (с встроенными тепловыми трубами 1.1.2, 1.2.2, 2.1.1, 2.2.1) МЛН 1 и МСС 2 в плоскостях, перпендикулярных к осям +Z, -Z аппарата (северная и южная стороны спутника);

- приборы (поз.6) MCC 2 размещают на внутренних поверхностях панелей 2.1, 2.2;

- размещают максимально возможное количество приборов (поз.6) МЛН 1 на поверхности панелей 1.1 и 1.2, расположенных напротив их излучающих поверхностей, при этом соблюдают, чтобы тепловая нагрузка на панелях радиаторов "-Z" и "+Z" от работающих модулей была одинаковой (отличие не более чем на 10-20%), что обеспечит уменьшенные габариты панелей радиатора и КА в целом), при этом приборы (поз.6) модуля служебной системы с наиболее узким рабочим диапазоном температур, например аккумуляторные батареи, устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами. Приборы (поз.6) с большой теплоемкостью и широким рабочим диапазоном температур, например баки с топливом системы коррекции, размещают внутри силовой конструкции корпуса 3 и на нижней панели (см. фиг.7 - поз.8). Другие приборы устанавливают на панели "+X" (поз.9) и панели (см. фиг.8 - поз.7), установленной внутри силовой конструкции корпуса 3, с встроенными жидкостными коллекторами 9.1 и 7.1, а приборы модуля полезной нагрузки и жидкостные коллекторы 1.2.1 и 1.1.1 устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами 1.2.2 и 1.1.2, причем замкнутые сдублированные жидкостные контуры выполняют соединенными по схеме (см. фиг.8): выход электронасосного агрегата 1.12 с присоединенным к его входу компенсатором объема 1.13 - первая половина жидкостных коллекторов 9.1 и 7.1, встроенных в панель "+X" и панель 7, установленную внутри силовой конструкции корпуса 3, - первая половина коллекторов 1.2.1 на внутренней обшивке панели радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - первая половина коллекторов 1.3.1 панели "-X" (поз.1.3) - вторая половина жидкостных коллекторов на внутренней обшивке панели 1.2 радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина жидкостных коллекторов 9.1, встроенных в панель "+X" (поз.9), - первая половина коллекторов 1.1.1 на внутренней обшивке панели 1.1 радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина коллекторов 1.3.1 панели "-X" (поз.1.3) - вторая половина жидкостных коллекторов 1.1.1 на внутренней обшивке панели 1.1 радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вход электронасосного агрегата 1.12;

- между панелями "+Z" и "-Z" МПН 1 (см. фиг.7) перпендикулярно к ним (в зоне их торцов) размещают трехслойную сотовую панель "-X" 1.3 (с встроенными коллекторами - жидкостными трактами для циркуляции однофазного теплоносителя) и размещают на их поверхностях остальную часть приборов МПН 1;

- соединяют по отдельности трубопроводами соответствующие коллекторы панелей МПН 1 и устройства каждого сдублированного циркуляционного контура в единое целое сварным соединением (кроме концевых штуцеров жидкостных контуров МПН 1 и МСС 2, которые соответствующим образом закольцовывают переходниками 10 с двумя зонами герметизации (см. фиг.8)) (после изготовления КА СТР заправляют теплоносителем, например Л3-ТК-2) (см. фиг.8, где второй (резервный), идентичный первому, циркуляционный контур с жидким теплоносителем условно не показан: 1 - МПН; 1.1 - панель "+Z" МПН;

1.1.1 - коллектор панели 1.1; 1.1.2 - тепловая труба панели 1.1; 1.2 - панель "-Z" МПН; 1.2.1 - коллектор панели 1.2; 1.2.2 - тепловая труба панели "-Z"; 1.3 - панель, размещенная между панелями "+Z" и "-Z" МЛН; 1.3.1 - коллекторы панелей 1.3; электронасосный агрегат 1.12;

компенсатор объема 1.13;

- предусматривают проведение наземной отработки, испытаний по отдельности МЛН 1 и МСС 2;

- после получения положительных результатов испытаний МЛН 1 и МСС 2 осуществляют сборку КА: объединяют в единое целое МЛН 1 и МСС 2 (см. фиг.4) по механическим, электрическим и гидравлическим интерфейсам (торцы КА со стороны осей +X, -X, +Y, -Y закрывают штатной теплоизоляцией поз.5 - см. фиг.7) и проводят испытания КА в целом и после получения положительных результатов испытаний отправляют его на полигон запуска КА.

Работа скомпонованного по предложенному способу космического аппарата происходит следующим образом (см. фиг.4 и 8).

После выведения аппарата на рабочую орбиту (работает минимально необходимое количество приборов и замещающие электрообогреватели), например, на геостационарную происходит включение в работу электронасосного агрегата 1.12, а затем согласно циклограмме работы - включение соответствующих приборов (поз.6) МСС 2, а затем - МЛН 1.

Требуемые комфортные условия работы приборов аппарата обеспечиваются тепловыми трубами 1.1.2, 1.2.2, 2.1.1, 2.2.1 и циркуляцией жидкого теплоносителя по трактам сдублированного циркуляционного контура (направление движения жидкого теплоносителя указано стрелкой черного цвета).

В настоящее время разработана компоновка вновь разрабатываемого конкурентоспособного телекоммуникационного спутника с тепловой нагрузкой 5500 Вт по предложенному авторами способу. В процессе компоновки спутника были рассмотрены различные варианты компоновки спутника с использованием известных технических решений по этому вопросу и предложенного авторами способа и установлено, что в результате разработки компоновки вышеуказанного спутника по предложенному авторами способу с оптимальным размещением приборов - с близкими величинами тепловых нагрузок на излучение с панелей "+Z" и "-Z" МПН:

- обеспечивается снижение массы КА до приемлемой величины в результате улучшения оптимального размещения приборов на панелях с точки зрения тепловых нагрузок и оптимальной прокладки жидкостных контуров СТР: предложенная компоновка обеспечивает приемлемые удельные массовые затраты 26-27 кг/кВт, близкие к 25,5 кг/кВт для известной компоновки [1], но имеющей существенные технологические недостатки и раскрываемые панели радиатора;

- упрощается технология изготовления КА в результате применения СТР с однофазным теплоносителем;

- гарантированно обеспечивается изменение рабочих температур приборов в более узком (в более комфортном) диапазоне при всех режимах работы КА в целом в течение длительного срока эксплуатации;

- конфигурация КА, скомпонованного согласно вышеупомянутому способу, такова, что два КА размещаются в заданной зоне полезной нагрузки под обтекателем ракеты-носителя типа «Протон-М», то есть, как видно из вышеизложенного, тем самым достигаются цели изобретения.

Способ компоновки космического аппарата, который выполняют состоящим из двух модулей: модуля полезной нагрузки и модуля служебных систем, причем приборы модуля служебных систем и часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на внутренних поверхностях взаимно противоположно размещенных и установленных перпендикулярно осям +Z, -Z аппарата их трехслойных сотовых панелей "+Z" и "-Z", включающих в себя расположенные параллельно осям +Y, -Y аппарата встроенные тепловые трубы и сдублированные циркуляционные коллекторы с жидким теплоносителем системы терморегулирования на внутренних обшивках панелей "+Z" и "-Z" модуля полезной нагрузки, причем наружные поверхности вышеуказанных панелей выполняют в виде радиаторов-излучателей избыточного тепла приборов, а другую часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на трехслойной сотовой панели с встроенными для циркуляции теплоносителя коллекторами, перпендикулярно расположенной между его вышеуказанными панелями "+Z" и "-Z" в зоне их торцов по направлению оси -X аппарата, при этом модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем прикрепляют к несущей силовой конструкции корпуса аппарата, размещенной в центральной зоне между панелями "+Z" и "-Z" и выполненной в виде сетчатой стержневой конструкции, отличающийся тем, что тепловую нагрузку от работающих приборов указанных модулей на панелях радиаторов "-Z" и "+Z" распределяют с отличием на них не более чем на 10-20%, при этом приборы модуля служебной системы с наиболее узким рабочим диапазоном температур, например аккумуляторные батареи, устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами, приборы с большой теплоемкостью и широким рабочим диапазоном температур, например баки с топливом системы коррекции, размещают внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели, другие приборы устанавливают на панели "+Х" и панели, установленной внутри силовой конструкции корпуса, с встроенными жидкостными коллекторами, а приборы модуля полезной нагрузки и жидкостные коллекторы устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами, причем замкнутые сдублированные жидкостные контуры выполняют соединенными по схеме: выход электронасосного агрегата с присоединенным к его входу компенсатором объема - первая половина жидкостных коллекторов, встроенных в панель "+Х" и панель, установленную внутри силовой конструкции корпуса - первая половина коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - первая половина коллекторов панели "-X" - вторая половина жидкостных коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина жидкостных коллекторов, встроенных в панель "+Х" - первая половина коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина коллекторов панели "-X" - вторая половина жидкостных коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вход электронасосного агрегата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР содержит два независимых, одинаковых по составу, бортовых циркуляционных тракта с теплоносителем, которые размещены рядом друг с другом в сотовых панелях (или на них).

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) мощных телекоммуникационных спутников, содержащим многочисленные (до 10) вертикально расположенные последовательно соединенные длинноразмерные (~3-6 м) коллекторы.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце.

Изобретение относится преимущественно к системам терморегулирования космических объектов. Побудитель циркуляции содержит электронасосные агрегаты (ЭНА) и соединительные трубопроводы с гидроразъемами (ГР).

Группа изобретений относится к способам отвода низкопотенциального тепла от энергетических систем космических аппаратов (КА). Способ работы капельного холодильника-излучателя (КХИ) включает нагрев теплоносителя, его преобразование в поток капель, охлаждающихся излучением в космическом пространстве, сбор капель и подачу конденсата в энергетическую систему.

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2).

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов (КА). Продольные и поперечные силовые сотовые панели компонуют в виде «двутавровой» конструкции, образующей центральную внутреннюю полость и две боковые П-образные полости.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных геостационарных телекоммуникационных спутников с длительным сроком эксплуатации.

Изобретение относится к средствам крепления на космическом аппарате (КА) элементов оборудования, в частности солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус (1) и панель (6) СБ, закрепленную на раме (2) в виде стержневой ферменной конструкции, имеющей форму скошенной пирамиды.

Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры (ГК НА) относится к космической технике и может быть использовано при проектировании перемещающихся в пространстве элементов космического аппарата (КА) и имеющих жесткую механическую связь с корпусом КА в исходном и рабочем положениях.

Изобретение относится к космической отрасли и касается узлов и элементов крепления оборудования космического аппарата (КА) на его силовой конструкции из полимерных композиционных материалов (ПКМ).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ и ДТБ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель тяжелого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими кислородно-водородными ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, одну или несколько пар диаметрально противоположных отделяемых навесных топливных баков (НТБ), проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ с ДТБ и НТБ.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к бакам для хранения компонентов ракетного топлива. Космическая пусковая установка содержит криогенный бак, содержащий оболочку, одну перегородку (ограничивающую верхний и нижний объём текучей среды) с центральным проёмом (связывающий верхний и нижний объём текучей среды), вентиляционный канал с корпусом, удерживающим барьером (стенка) или механическим ограничителем, и проходами в перегородке.

Изобретение относится к композитным материалам, предназначенным для применения в космосе. Использование, по меньшей мере, одной полимеризуемой смолы R1, выбираемой из группы, состоящей из эпоксидированных полибутадиеновых смол и характеризующейся в неполимеризованном состоянии: - величиной общей потери массы (ОПМ), меньшей чем 10%, величиной восстановленной потери массы (ВПМ), меньшей чем 10%, и величиной собранного летучего конденсируемого материала (СЛКМ).

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов. Ёмкость изготавливают с тремя отверстиями для отвода пара, основное отверстие выполняют с центром, через который проходит центральная ось емкости, параллельная продольной оси спутника, направленная в сторону центра масс спутника, два дополнительных отверстия выполняют с центрами, через которые проходит другая параллельная ось емкости, параллельная оси спутника, направленная по направлению полета его.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения.

Изобретение относится к измерительным приборам космического аппарата (КА) и может использоваться для высокоточного определения малого приращения скорости поступательного движения КА.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в выдвижных ферменных конструкциях. Трансформируемая конструкция (ТК) содержит жесткие опорные элементы, жесткие створки. Между опорными элементами расположены две пары створок, шарнирно соединенные с опорными элементами и между собой. Оси вращения между опорными элементами и сопряженными створками лежат в плоскостях, перпендикулярных направлению развертывания, одна плоскость содержит в себе хотя бы две не параллельные друг другу оси вращения между створками. Изобретение позволяет повысить надежность развертывания и жесткость ТК. 10 ил.
Наверх