Космический аппарат

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КА). КА содержит корпус с комплексом служебных бортовых систем, полезную нагрузку и узлы соединения с системой отделения. Корпус состоит из закрепленных между собой торцевой и боковых плат. Узлы соединения КА с системой отделения размещены на стыковочной плате, установленной на корпусе посредством шарниров и цапф, соединенных между собой поворотными регулируемыми штангами. Шарниры закреплены на торцевой плате корпуса, а цапфы установлены на стыковочной плате. Стыковочная плата имеет возможность переустановки с торцевой платы корпуса на одну из боковых плат посредством вращения на шарнирах и цапфах. Стыковочная плата может крепиться к корпусу в двух положениях посредством соединения элементов крепления с ответными элементами, размещенными на торцевой плате и на одной из боковых плат корпуса. Каждая поворотная регулируемая штанга выполнена состоящей из двух полуштанг, соединенных между собой резьбовой стяжкой. Технический результат изобретения заключается в возможности стыковки КА в различных положениях на разных типах ракет-носителей с использованием конструктивно идентичной системы отделения. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к конструкции космического аппарата, а более конкретно к конструкции узлов соединений космических аппаратов с системами отделения.

Известен юстировочный (калибровочный) космический аппарат «Тайфун-1Б» с гладкой калиброванной поверхностью. Корпус космического аппарата имеет сферическую форму. Для крепления КА «Тайфун-1Б» к ракете-носителю «Космос-3M» и отделения его на орбите использовалась конструкция системы отделения, состоящая из шасси и шарнирно соединенных с ним четырех двухплечих рычагов (см., например, журнал «Новости космонавтики» №3, март 2005 г., стр. 58-59). При этом узлы соединения космического аппарата «Тайфун-1Б» с системой отделения могут размещаться в любой точке симметричного корпуса сферической формы. Однако такую форму корпуса имеют только космические аппараты юстировочного (калибровочного) назначения. Поэтому для подавляющего числа современных космических аппаратов, имеющих форму корпуса, отличную от сферической формы, такая конструкция узлов соединения космического аппарата с системой отделения ракеты-носителя непригодна.

Известны космические аппараты «Стерх», которые выводились в космос двумя типами ракет-носителей с различным креплением космических аппаратов к системам отделения:

- космический аппарат «Стерх» №11 попутно с космическим аппаратом системы связи на ракете-носитель «Космос-3M»;

- космический аппарат «Стерх-2» №12 при групповом запуске с космическим аппаратом «Метеор-М» и другими космическими аппаратами на ракете-носитель «Союз-2.1б».

Комплекс бортовых служебных систем и полезная нагрузка космических аппаратов «Стерх» №11 и №12 были размещены внутри и снаружи корпуса приборного блока, состоящего из закрепленных между собой торцевых и боковых плат. Интерфейс с системой отделения космического аппарата «Стерх» №11 осуществлялся через узлы соединения, расположенные на нижней торцевой плате корпуса (см. журнал «Новости космонавтики», №9, август 2009 г. стр. 36, 37). Интерфейс с системой отделения космического аппарата «Стерх-2» №12 осуществлялся через узлы соединения, расположенные на одной из боковых плат корпуса (см. журнал «Новости космонавтики», №11, ноябрь 2009 г., стр. 34-40). Таким образом, конструктивно одинаковые космические аппараты выводились на двух разных типах ракет-носителей с различным креплением к системе отделения (с торца и сбоку). При этом для обеспечения стыковки с различными средствами выведения конструкция корпуса космического аппарата имела два варианта узлов соединения с двумя разными системами отделения. В результате космический аппарат с торцевым креплением на космическом аппарате связи (для попутной схемы запуска) при использовании в качестве средства выведения ракеты-носителя «Космос-3M» невозможно было установить на ракету-носитель «Союз-2.1б» (для групповой схемы запуска), где использовалось боковое крепление космического аппарата к ракете-носителю и наоборот. К недостаткам данного технического решения можно отнести то, что базовые расстояния между узлами соединения с системой отделения на торцевой и на боковой платах корпуса космического аппарата выполнены различными, поэтому при запуске конструктивно идентичных космических аппаратов использовались две конструктивно различные системы отделения.

Однозначность (определенность) положения космического аппарата «Стерх» при его установке на ракету-носитель является недостатком конструкции узлов соединения космического аппарата с системой отделения и не позволяет осуществлять запуск одного и того же космического аппарата разными типами ракет-носителей.

В процессе разработки космического аппарата нередко меняется тип средства выведения, предназначенного для его запуска. В некоторых случаях на первоначальных этапах проектирования космического аппарата рассматриваются варианты вывода космического аппарата на орбиту функционирования несколькими типами ракет-носителей с применением различных схем запуска (попутный запуск на базовом космическом аппарате, групповой запуск на едином адаптере, попутный запуск совместно с основным космическим аппаратом на разгонном блоке и др.). Разнообразие используемых схем запуска космических аппаратов на разных типах ракет-носителей предопределяет их различное крепление с системами отделения на выбранных вариантах ракет-носителей. Как правило, большинство космических аппаратов имеют определенную конструкцию узлов соединения с системой отделения, позволяющую однозначно устанавливать космический аппарат на конкретно выбранное средство выведения. Использование же в качестве средства выведения другого типа ракеты-носителя невозможно либо приведет к необходимости изменения корпуса и узлов соединения космического аппарата с системой отделения при его адаптации к новому средству выведения, что является недостатком конструкции.

Задачей (целью) предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей (возможность установки космического аппарата при разной ориентации его продольной оси по отношению к продольной оси ракеты-носителя и в разных положениях стыковки космического аппарата с системой отделения: нижней торцевой платой корпуса или боковой платой корпуса, в зависимости от выбранного средства выведения и схемы размещения на нем) космического аппарата.

Поставленная задача (цель) достигается тем, что в предлагаемом космическом аппарате, содержащем корпус с комплексом служебных бортовых систем, состоящий из закрепленных между собой торцевой и боковых плат, узлы соединения с системой отделения и полезную нагрузку, установленную на корпусе, узлы соединения с системой отделения размещаются на стыковочной плате, установленной на корпусе посредством шарниров и цапф, соединенных между собой поворотными регулируемыми штангами. Шарниры закрепляются на торцевой плате корпуса (в зоне соединения с одной из боковых плат корпуса), а цапфы устанавливаются на стыковочной плате. Оси вращения шарниров и цапф перпендикулярны продольной оси корпуса, а продольные оси поворотных регулируемых штанг перпендикулярны осям вращения шарниров и цапф. Стыковочная плата снабжается элементами крепления стыковочной платы к корпусу, а ответные элементы крепления стыковочной платы размещаются на торцевой плате и на одной из боковых плат корпуса (на той боковой плате, на стыке с которой закрепляются шарниры). Узлы соединения с системой отделения размещаются на поверхности стыковочной платы, противоположной наружной поверхности торцевой платы корпуса. Каждая поворотная регулируемая штанга выполняется состоящей из двух полуштанг, соединенных между собой резьбовой стяжкой.

Вариантность размещения космического аппарата в подобтекательном пространстве и возможность запуска космического аппарата на различных типах ракет-носителей достигается за счет размещения узлов соединения космического аппарата с системой отделения на стыковочной плате, которую можно переустанавливать (перекладывать) с торцевой платы корпуса космического аппарата на одну из боковых плат корпуса и наоборот. Переустановка стыковочной платы из одного положения в другое осуществляется путем поворота вместе с поворотными регулируемыми штангами на шарнирах, размещенных на торцевой плате корпуса, с последующим поворотом стыковочной платы на цапфах, установленных на стыковочной плате, на 180° относительно поворотных регулируемых штанг и креплением стыковочной платы на другой плате корпуса космического аппарата.

Выполнение каждой регулируемой поворотной штанги, состоящей из двух полуштанг, соединенных между собой резьбовой стяжкой, позволяет изменять длину штанг для обеспечения крепления стыковочной платы при ее переустановке с одной платы на другую плату корпуса космического аппарата.

Предлагаемое устройство поясняется на фиг. 1-8.

На фиг. 1 представлен общий вид космического аппарата со стыковочной платой, закрепленной на торцевой плате корпуса.

На фиг. 2 изображен общий вид космического аппарата при повороте стыковочной платы вместе с поворотными регулируемыми штангами на шарнирах.

На фиг. 3 показан общий вид космического аппарата после поворота стыковочной платы на цапфах относительно поворотных регулируемых штанг.

На фиг. 4 представлен общий вид космического аппарата со стыковочной платой, переустановленной и закрепленной на боковую плату корпуса.

На фиг. 5 изображен выносной элемент A согласно фиг. 1.

На фиг. 6 показана объемная модель космического аппарата со стыковочной платой, закрепленной на торцевой плате корпуса.

На фиг. 7 представлена объемная модель космического аппарата со стыковочной платой, закрепленной на боковой плате корпуса.

На фиг. 8 а, б, в изображены варианты положения космического аппарата перед стыковкой с системой отделения ракеты-носителя.

Космический аппарат содержит корпус 1 (фиг. 1) с комплексом служебных бортовых систем 2 (при этом часть приборов комплекса служебных бортовых систем 2 размещена внутри корпуса 1, другая часть приборов комплекса служебных бортовых систем 2 размещена снаружи корпуса 1). Корпус 1 состоит из закрепленных (элементы крепления на фиг. условно не показаны) между собой торцевой платы 3 и боковых плат 4. Космический аппарат содержит также полезную нагрузку 5, установленную на корпусе 1, и узлы соединения 6 с системой отделения (на фиг. условно не показана). Узлы соединения 6 с системой отделения размещаются на стыковочной плате 7, которая устанавливается на корпусе 1 посредством шарниров 8 и цапф 9. Шарниры 8 закрепляются на торцевой плате 3 корпуса 1, а цапфы 9 устанавливаются на стыковочной плате 7. Шарниры 8 и цапфы 9 соединяются между собой поворотными регулируемыми штангами 10. Шарниры 8 и цапфы 9 устанавливаются таким образом, что их оси вращения перпендикулярны продольной оси корпуса 1 (фиг. 1, 4), а продольные оси поворотных регулируемых штанг 10 перпендикулярны осям вращения шарниров 8 и цапф 9. Стыковочная плата 7 снабжается элементами крепления 11 стыковочной платы к корпусу 1, а ответные элементы крепления 12 стыковочной платы размещаются на торцевой плате 3 и на одной из боковых 4 плат корпуса 1, причем узлы соединения 6 с системой отделения размещаются на поверхности 13 стыковочной платы 7, противоположной наружной поверхности 14 торцевой платы 3 корпуса 1.

Каждая поворотная регулируемая штанга 10 выполняется состоящей из двух полуштанг 15 (фиг. 5), которые соединяются между собой резьбовой стяжкой 16. Расстояния от шарниров 8 до мест крепления стыковочной платы 7 на торцевой плате 3 или на боковой плате 4 корпуса 1 могут отличаться, поэтому для обеспечения точной установки стыковочной платы 7 на торцевую 3 или на боковую 4 платы корпуса 1 проводится регулировка длины поворотных регулируемых штанг 10. Изменение длины каждой штанги 10 производится путем вращения ее резьбовой стяжки 16 в ту или иную строну.

Предлагаемое устройство функционирует следующим образом.

В вертикальном положении космический аппарат со стыковочной платой 7,. установленной на торцевой плате 3 корпуса 1, выгружается из транспортировочного контейнера (на фиг. условно не показан) и устанавливается нижней торцевой платой 3 на специальную технологическую подставку (на фиг. условно не показана). Конструктивной особенностью технологической подставки является отсутствие боковой стенки, позволяющей осуществлять поворот стыковочной платы 7 с нижней торцевой платы 3 на боковую плату 4 корпуса 1 космического аппарата. Следует отметить, что переустановку стыковочной плата 7 можно провести и на вывешенном космическом аппарате на крюке крана (на фиг. условно не показан).

Если предполагается установка космического аппарата на ракету-носитель боковой платой, при ориентации продольной оси космического аппарата параллельно продольной оси ракеты-носителя (фиг. 86), то после проведения необходимых подготовительных операций проводится переустановка стыковочной платы 7 с торцевой платы 3 на боковую плату 4 корпуса 1 в следующей последовательности:

- стыковочная плата 7 открепляется от нижней торцевой платы 3 корпуса 1 путем расстыковки элементов крепления 11 и ответных элементов 12, расположенных на торцевой плате 3 (фиг. 1. 6);

- стыковочная плата 7 вместе со штангами 10 на шарнирах 8 поворачивается вниз от торцевой платы 3 на 90° (фиг. 2). При этом узлы соединения 6 с системой отделения направлены (ориентированы) на боковую плату 4 корпуса 1;

- стыковочная плата 7 на цапфах 9 поворачивается на 180° относительно штанг 10 (фиг. 3). После данного поворота узлы соединения 6 с системой отделения направлены (ориентированы) наружу от боковой платы 4 корпуса 1;

- стыковочная плата 7 вместе со штангами 10 на шарнирах 8 поворачивается на 180° (доворачивается) вверх до контакта с боковой платой 4 корпуса 1 (фиг. 4);

- при необходимости производится регулировка длины поворотных штанг 10 для обеспечения стыковки элементов крепления 11 и 12 на боковой плате 4 корпуса 1;

- стыковочная плата 7 закрепляется на боковой плате 4 корпуса 1 путем стыковки элементов крепления 11 и ответных элементов 12, расположенных на боковой плате 4 корпуса 1 (фиг. 4, 7).

После осуществления данных поворотов узлы соединения 6 с системой отделения, которые первоначально были размещены на поверхности 13 стыковочной платы 7, противоположной наружной поверхности 14 торцевой платы 3 корпуса 1, оказываются размещенными на поверхности стыковочной платы 7, противоположной наружной поверхности боковой платы 4 корпуса 1, в положении, необходимом для последующей стыковки космического аппарата с системой отделения.

Затем космический аппарат краном (на фиг. условно не показан) в вертикальном положении (продольная ось космического вертикальна, стыковочная плата 7 закреплена на боковой плате 4 корпуса 1) переносится на стыковку с системой отделения ракеты-носителя (на фиг. условно не показана).

Если космический аппарат устанавливается на ракету-носитель нижней торцевой платой 3 при ориентации продольной оси космического аппарата параллельно продольной оси ракеты-носителя (фиг. 8а), то переустановка стыковочной платы 7 не производится. А после проведения необходимых подготовительных операций космический аппарат краном (на фиг. условно не показан) в вертикальном положении (продольная ось космического аппарата вертикальна, стыковочная плата 7 закреплена на нижней торцевой плате 3 корпуса 1 - исходное положение космического аппарата после выгрузки из транспортировочного контейнера) переносится на стыковку с системой отделения ракеты-носителя.

Предложенная конструкция космического аппарата с переустанавливаемой стыковочной платой 7 позволяет адаптировать космический аппарат к различным типам средств выведения.

Следует отметить также, что космический аппарат с переустанавливаемой стыковочной платой 7 можно выводить одной ракетой-носителем, но при разных положениях космического аппарата по отношению к продольной оси средства выведения. Например, по условиям размещения космического аппарата в зоне полезного груза в подобтекательном пространстве ракеты-носителя или для обеспечения необходимых зазоров между отдельными космическими аппаратами при групповом запуске может возникнуть необходимость размещения космического аппарата при ориентации продольной оси космического аппарата перпендикулярно продольной оси ракеты-носителя. В этом случае (фиг. 8,в) после проведения необходимых подготовительных операций проводится переустановка стыковочной платы 7 с торцевой платы 3 на боковую плату 4 корпуса 1 в такой же последовательности, как описано выше. После чего космический аппарат краном (на фиг. условно не показан) в вертикальном положении переносится на кантователь (на фиг. условно не показан) и кантуется в горизонтальное положение. Затем космический аппарат краном в горизонтальном положении (продольная ось космического аппарата горизонтальна, стыковочная плата 7 закреплена на боковой плате 4 корпуса 1) переносится на стыковку с системой отделения ракеты-носителя.

Таким образом, предложенная конструкция космического аппарата с переустанавливаемой стыковочной платой 7, на которой размещены узлы соединения 6 с системой отделения, позволяет провести адаптацию космического аппарата к различным средствам выведения (с боковым или торцевым креплением космического аппарата на ракете-носителе) или установить космический аппарат на одном и том же средстве выведения, но при различном положении (ориентации) космического аппарата на ракете-носителе (фиг. 8).

Использование же механизма поворота стыковочной платы 7, состоящего из шарниров 8. цапф 9, поворотных регулируемых штанг 10, позволяет легко и быстро провести повороты стыковочной платы 7 для ее установки и крепления к корпусу 1 в необходимое положение (торцевое или боковое и наоборот) для последующего соединения космического аппарата с системой отделения, что повышает точность и оперативность (за счет более быстрой установки стыковочной платы 7 на ответные элементы крепления 12) переустановки стыковочной платы 7 из одного положения в другое.

Использование предложенного космического аппарата с узлами соединения 6 с системой отделения, размещенными на переустанавливаемой стыковочной плате 7, позволит обеспечить стыковку космического аппарата в различных положениях на разных типах ракет-носителей с использованием конструктивно идентичной системы отделения.

Таким образом, предложенное устройство космического аппарата имеет существенные отличия от ранее известных космических аппаратов и позволяет расширить их функциональные возможности.

1. Космический аппарат, содержащий корпус с комплексом служебных бортовых систем, состоящий из закрепленных между собой торцевой и боковых плат, полезную нагрузку, установленную на корпусе, узлы соединения с системой отделения, отличающийся тем, что узлы соединения с системой отделения размещены на стыковочной плате, установленной на корпусе посредством шарниров и цапф, соединенных между собой поворотными регулируемыми штангами, при этом шарниры закреплены на торцевой плате корпуса, а цапфы установлены на стыковочной плате, причем оси вращения шарниров и цапф перпендикулярны продольной оси корпуса, а продольные оси поворотных регулируемых штанг перпендикулярны осям вращения шарниров и цапф, при этом стыковочная плата снабжена элементами крепления стыковочной платы к корпусу, а ответные элементы крепления стыковочной платы размещены на торцевой плате и на одной из боковых плат корпуса, причем узлы соединения с системой отделения размещены на поверхности стыковочной платы, противоположной наружной поверхности торцевой платы корпуса.

2. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что каждая поворотная регулируемая штанга выполнена состоящей из двух полуштанг, соединенных между собой резьбовой стяжкой.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению движением группы (кластера) космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников Земли. Согласно способу линии узлов и линии апсид орбит мониторингового КА (МКА) и смежных КА (СКА) поддерживают ортогональными.

Изобретение относится к управлению движением геостационарных космических аппаратов (КА) в периоды резервирования и оперативного ввода в эксплуатацию. На этапе пассивного дрейфа КА из стартовой позиции резервирования (СПР) в рабочую орбитальную позицию (точку «стояния») минимизируют энергозатраты бортовых систем КА.

Изобретение относится к конструкции искусственных спутников, преимущественно пикоспутников типа CubeSat (10×10×10 см), которые м. б.

Группа изобретений относится к межорбитальным, в т.ч. межпланетным, перелетам космических аппаратов (КА) с реактивным двигателем.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для уборки космического мусора (КМ). Многоразовый космический аппарат-буксир для уборки крупногабаритного КМ содержит корпус, приборный отсек с системой управления, двигательную установку, солнечные батареи, головку самонаведения, стакан с устройством дистанционного захвата КМ в виде космического копья с оперением и поршнем.

Группа изобретений относится к космическим системам (КС) обслуживания спутниковых систем (СС) различного назначения (мониторинга, навигации, связи и др.). Предлагаемая КС содержит средства обслуживания на орбитах базирования, каждой из которых поставлена в соответствие своя область обслуживания.

Группа изобретений относится к информационным спутниковым системам (ИСС) различного назначения, задачи которых в общем аспекте сводятся к обеспечению обзора (непрерывного или периодического) планеты, в частности Земли.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) и, конкретно, к удержанию геосинхронного КА в заданной области стояния и коллокации с другими геостационарными КА.

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 космической технике и может быть использовано для уборки космического мусора (КМ). Многоразовый космический аппарат-буксир содержит корпус, приборный отсек с системой управления, двигательную установку, солнечные батареи, головку самонаведения, устройства дистанционного захвата КМ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА). КА с дополнительным полезным грузом с набором целевой аппаратуры и антеннами содержит модуль служебных систем, модуль полезного груза в виде отдельной конструктивной сборки с дополнительными модулями полезного груза с интерфейсами для стыковки с КА и управлением питанием, системами обеспечения теплового режима. Дополнительный модуль полезного груза и основной модуль полезного груза объединены в единую конструкцию. Изобретение позволяет в полном объеме использовать энергетические возможности систем выведения. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для разрушения фрагментов космического мусора (КМ). Запускают к фрагменту КМ космический перехватчик, закрепляют на поверхности на фрагменте КМ гелеобразное взрывчатое вещество, производят взрыв с помощью управляемого детонатора. Изобретение позволяет повысить эффективность разрушения больших фрагментов КМ и уменьшить расход взрывчатого вещества. 1 ил.

Изобретение относится к малым космическим аппаратам, выводимым на орбиту из транспортно-пускового контейнера (ТПК) (напр., при возвращении грузового корабля после его расстыковки с МКС). На корпусе микроспутника в узлах крепления и поворота установлены раскрывающиеся солнечные панели и антенны, удерживаемые поворотными рычагами корпуса. Узлы крепления снабжены пружинными механизмами, а корпус и рычаги - элементами качения (колесами) по внутренней поверхности ТПК. При отделении микроспутника свободные концы антенн малой длины на верхнем торце его корпуса выходят за пределы ТПК и пружинами кручения переводятся в рабочее положение. При выходе из ТПК колес поворотных рычагов последние, вращаясь, освобождают фиксаторы солнечных панелей и антенн большой длины в виде упругих лент. Панели раскрываются, а антенны, разматываясь с барабанов, приобретают рабочую форму. Технический результат изобретения состоит в упрощении конструкции микроспутника и его вывода на орбиту. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к управлению выведением космического аппарата (КА) с подлетной траектории на орбиту искусственного спутника планеты (ИСП) с атмосферой. В способе используются аэродинамическое торможение КА и реактивная коррекция орбиты КА на внеатмосферном участке. Пологий вход КА в атмосферу осуществляют с прицельным углом входа, вычисляемым из условия достижения требуемой скорости КА в результате его рикошета (по завершении аэродинамического торможения) от атмосферы на определенной высоте. Многократное прохождение КА верхних слоев атмосферы обеспечивает снижение апоцентра его орбиты до допустимой величины. В этом апоцентре отрабатывают импульс характеристической скорости для выхода КА на орбиту ИСП. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности управления КА аэродинамическими и реактивными средствами без применения высокоточных систем и алгоритмов управления аэродинамическим качеством в атмосфере. 1 ил.

Изобретение относится к спутниковым системам (СС), предоставляющим потребителям комплекс услуг (астрономических, глобальных связи и мониторинга). СС содержит один или более спутников (3) на сверхвысокой (~ неск. млн. км) солнечно-синхронной, относительно Земли (4), орбите. Эта орбита порождается движением спутника (3) по орбите (2) вокруг Солнца (5). Орбита (2) имеет период, близкий к одному году, и определённое отношение величин наклонения к плоскости эклиптики (1) и эксцентриситета (в частности, 1,73). Выведение спутников на указанную орбиту возможно с экономией топлива благодаря использованию возмущений гравитационного поля Земли. Технический результат изобретения состоит в создании более благоприятных условий для реализации и расширения СС своих функций по сравнению со СС на низких солнечно-синхронных орбитах. 1 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), преимущественно для исследований на близких (порядка радиуса орбиты Меркурия) расстояниях от Солнца. КА содержит корпус с теплозащитным экраном, научную и служебную аппаратуру, средства терморегулирования и две пары солнечных батарей (СБ). Панели одной из пар СБ закреплены с возможностью отделения на панелях другой пары СБ и имеют с ними общую ось вращения. Неотделяемые от КА панели СБ имеют две противоположные рабочие поверхности. На одной из них установлены только фотопреобразователи, а на другой - также и чередующиеся с последними теплоотражающие элементы. Выбор действующей рабочей поверхности панели, а также угол её установки определяются плотностью падающих солнечных потоков. Техническим результатом изобретения является снижение массы КА, повышение его надежности и упрощение алгоритма ориентации панелей СБ благодаря эффективной структуре СБ. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Космический аппарат блочно-модульного исполнения содержит модуль служебных систем, первый модуль полезной нагрузки (МПН) и второй модуль полезной нагрузки. Первый МПН устанавливается на второй модуль МПН так, что стартовая нагрузка первого МПН передается на второй МПН и воспринимается им. КА содержит интерфейсы для обеспечения питанием, передачи данных и других сигналов и имеет достаточно места для укладки больших компонентов: панелей солнечных батарей и антенн. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы КА, снижение времени изготовления и проведения наземной экспериментальной отработки. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к технологии запуска спутников на орбиту. Способ включает размещение спутника внутри космического корабля (КК) перед его выведением на орбиту. После выведения и стыковки КК с орбитальной станцией размещают спутник на внешней поверхности КК. Приводят в рабочее положение раскрывающиеся элементы спутника, контролируя и фиксируя их раскрытие. Отделяют КК со спутником от орбитальной станции и переводят его на заданную орбиту, после чего отделяют спутник от КК. Технический результат изобретения заключается в повышении надежности выведения спутника на заданную орбиту в рабочем состоянии.

Изобретение относится преимущественно к спутниковым информационным системам. Способ включает формирование межспутниковой линии радиосвязи (МЛР) между космическими аппаратами (КА), расположенными в одной орбитальной плоскости. По МЛР последовательно передают сигналы с одного выбранного КА, осуществляющего связь с наземным комплексом, на остальные КА. При этом одна из антенных решеток приемо-передающего модуля каждого КА направлена на смежный КА, расположенный спереди по ходу, а другая решетка - на КА, расположенный сзади по ходу его орбитального движения. Антенные решетки имеют сканирующие диаграммы направленности в плоскости орбиты системы. В каждом сеансе связи определяют и запоминают параметры ориентации приемо-передающих модулей по тангажу и рысканию, при которых обеспечивается приемо-передающая зона МЛР. Эти параметры передают с выбранного КА на остальные КА. Техническим результатом изобретения является повышение оперативности радиосвязи и технологичности процессов управления спутниковой системой. 2 ил.

Изобретение относится к управлению групповым полетом, в котором среднюю угловую скорость всех искусственных спутников Земли (ИСЗ) в группе поддерживают равной средней за виток угловой скорости пассивного ИСЗ. Последний располагают на центральной орбите группы. Активные ИСЗ поддерживают свое орбитальное положение относительно пассивного ИСЗ путем периодической реактивной коррекции. Техническим результатом изобретения является обеспечение заданной конфигурации строя ИСЗ, наблюдаемой с определённых мест поверхности Земли. 2 ил.

Изобретение относится к конструкции космического аппарата. КА содержит корпус с комплексом служебных бортовых систем, полезную нагрузку и узлы соединения с системой отделения. Корпус состоит из закрепленных между собой торцевой и боковых плат. Узлы соединения КА с системой отделения размещены на стыковочной плате, установленной на корпусе посредством шарниров и цапф, соединенных между собой поворотными регулируемыми штангами. Шарниры закреплены на торцевой плате корпуса, а цапфы установлены на стыковочной плате. Стыковочная плата имеет возможность переустановки с торцевой платы корпуса на одну из боковых плат посредством вращения на шарнирах и цапфах. Стыковочная плата может крепиться к корпусу в двух положениях посредством соединения элементов крепления с ответными элементами, размещенными на торцевой плате и на одной из боковых плат корпуса. Каждая поворотная регулируемая штанга выполнена состоящей из двух полуштанг, соединенных между собой резьбовой стяжкой. Технический результат изобретения заключается в возможности стыковки КА в различных положениях на разных типах ракет-носителей с использованием конструктивно идентичной системы отделения. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Наверх