Приборный отсек космического аппарата

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА), например, телекоммуникационных спутников. Приборный отсек (ПО) КА содержит электрогерметичный корпус, выполненный из сотопанелей с вентиляционными отверстиями (ВО), внутри которого преимущественно установлены приборы полезной нагрузки и служебных систем. ВО служат для отвода из ПО в космическое пространство газов - продуктов газовыделения неметаллических конструкционных материалов и допускаемых утечек рабочих тел из расположенных внутри корпуса трактов и емкостей служебных систем. ВО выполнены с суммарной площадью, обеспечивающей допускаемое избыточное рабочее давление газов в ПО в течение всего срока эксплуатации КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности выполнения ВО с обеспечением нормального функционирования КА в течение всего срока эксплуатации. 1 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании искусственных спутников и других космических аппаратов. Известен приборный отсек (ПО) согласно изобретению по патенту RU 2319646 [1], который имеет электрогерметичный корпус, выполненный из сотопанелей.

Аппаратура ПО устанавливается на сотопанелях и размещается преимущественно внутри приборного отсека. Сотопанели имеют вентиляционные отверстия лабиринтного типа и технологические отверстия для ввода (вывода) конструктивных элементов: штанг, межблочных трубопроводов системы терморегулирования и системы коррекции, пучков кабелей и т.п. Зазоры между сотопанелями корпуса ПО, между ПО и термостатированной плитой полезной нагрузки, между краями технологических отверстий и указанными конструктивными элементами экранированы оптически непрозрачным элементом. Этот элемент выполнен из материала с электропроводящим слоем, обеспечивающим электрогерметичность ПО. В экранирующем элементе также выполнены вентиляционные отверстия лабиринтного типа.

Отвод продуктов газовыделения неметаллических конструкционных материалов, расположенных внутри герметичного приборного отсека, через вентиляционные отверстия лабиринтного типа, размеры и количество которых задаются, позволяют контролировать процесс обезгаживания приборного отсека расчетно-аналитическим методом, что, в свою очередь, позволяет назначить режимы функционирования высоковольтной и высокочастотной аппаратуры, безопасные с точки зрения возникновения электрического пробоя.

Суммарная площадь вентиляционных отверстий, обеспечивающих достигаемый эффект, зависит от конструкционных и заранее отработанных эксплуатационных характеристик и определяется по формуле:

где Q - расход газа, вытекающего из-под головного обтекателя ракеты-носителя, м3/с;

V1 - внутренний объем приборного отсека, не занятый аппаратурой, м3;

V2 - внутренний объем головного обтекателя ракеты-носителя, м3;

µ - коэффициент расхода;

φ - коэффициент скорости;

ΔР - допускаемое избыточное давление в приборном отсеке, Па;

ξ - коэффициент сопротивления вентиляционного отверстия;

ρ - плотность газа, кг/м3.

Анализ конструкций современных мощных КА (выше 10 кВт) типа «Экспресс-АМ5» (например, выполненных на основе патента RU №2369537 [2]) показал, что внутри ПО расположены не только приборы полезной нагрузки и служебных систем, но и жидкостные тракты и емкости системы терморегулирования (СТР), заправленные рабочим телом - например, теплоносителем ЛЗ-ТК-2, и газожидкостные тракты и емкости (баки) системы коррекции (СК), заправленные, например, ксеноном, которые по данным изготовления имеют измеренную (допускаемую) негерметичность применительно к условиям эксплуатации на орбите, например, не более 0,1 л·мкм рт. ст./с.

Следовательно, после сброса обтекателя (снаружи ПО давление порядка (10-2-10-4) мм рт. ст.) в ПО поступают не только продукты газовыделения неметаллических конструкционных материалов, но и пары рабочих тел из трактов СТР и СК и общее давление в ПО создается под совместным воздействием вышеуказанных факторов, что не учитывает известного технического решения [1] - см. расчетную формулу (1), определяющую суммарную площадь вентиляционных отверстий, приведенную в формуле изобретения [1]: после сброса обтекателя числитель равен нулю, т.к. расхода газа, вытекающего из-под головного обтекателя ракеты-носителя, нет, т.е. формула (1) верна только для выбора суммарной площади вентиляционных отверстий только от момента старта КА до сброса головного обтекателя и применима только, как показал анализ, для маломощных КА (менее 5 кВт).

Проведенный авторами численный анализ на основе закона Пуайзеля (см. формулу (2) на листе 5) показал, что в случае для мощного КА суммарная потребная площадь вентиляционных отверстий должна быть не менее в 1,2-1,3 раза больше суммарной площади, определенной согласно формуле (1) известного технического решения [1].

Таким образом, нет высоконадежной гарантии, что выбранная согласно [1] суммарная площадь вентиляционных отверстий обеспечит требуемое избыточное рабочее давление в приборном отсеке при дальнейшей эксплуатации при совместном воздействии продуктов газовыделения и поступающих из трактов СТР и СК паров рабочих тел, что является существенным недостатком известного технического решения [1].

Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка.

Поставленная цель достигается выполнением приборного отсека космического аппарата, содержащего электрогерметичный корпус, выполненный из сотопанелей с вентиляционными отверстиями, внутри которого преимущественно установлены приборы полезной нагрузки и служебных систем таким образом, что вентиляционные отверстия для отвода из приборного отсека в космическое пространство газов - продуктов газовыделения неметаллических конструкционных материалов и допускаемых утечек рабочих тел из расположенных внутри корпуса трактов и емкостей служебных систем, выполнены с суммарной площадью, обеспечивающей допускаемое избыточное рабочее давление газов в приборном отсеке в течение всего срока эксплуатации космического аппарата: от момента старта до окончания требуемого срока эксплуатации на орбите.

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

Принципиальная схема предлагаемого авторами приборного отсека космического аппарата изображена на фиг. 1, где: 1 - модуль полезной нагрузки (МПН); 1.1 - панель «+Z» МПН; 1.2 - панель «-Х» МПН, где установлены приборы СОС; 1.3 - панель «+Х» МПН; 1.6, 1.7 - раскрываемые панели радиатора; 1.8 - технологические отверстия; 1.9 - вентиляционные отверстия; 2 - модуль служебных систем (МСС); 2.1 - панель-основание «+Х» МСС; 2.2 - панель «-Х» МСС.

По предлагаемому авторами новому техническому решению после сброса головного обтекателя расчеты избыточного давления в ПО проводятся на основе закона Пуазейля (см., например, тексты на стр. 37, 38 и формулу (II.31) на стр. 37 кн.: «М. Девиен. Течения и теплообмен разреженных газов. Изд-во иностранной литературы. М., 1962») [4], на основе которого определяется суммарная потребная площадь вентиляционных отверстий с эквивалентным радиусом R:

где Q m . ' Σ - массовый расход газа через всю площадь всех вентиляционных отверстий, кг/с;

R - эквивалентный радиус сечения, соответствующий суммарной площади вентиляционных отверстий, м;

l - расстояние между двумя поперечными сечениями входа и выхода (длина) вентиляционных отверстий, м;

r0 - газовая постоянная, Дж/кг·K;

Т - температура газа, K;

р1 - давление на входе в вентиляционные отверстия, Па;

p2 - давление на выходе из вентиляционных отверстий, Па.

K ' = 1 1 + 3 8 l R - поправочный коэффициент, учитывающий влияние длины вентиляционного отверстия с эквивалентным радиусом R.

Таким образом, суммарную площадь вентиляционных отверстий определяют по формулам (1) и (2):

- если определенная согласно (2) суммарная площадь больше суммарной площади, определенной согласно (1), тогда в конструкции ПО выполняют вентиляционные отверстия с суммарной площадью, определенной согласно формуле (2);

- а если определенная согласно (2) суммарная площадь меньше суммарной площади, рассчитанной согласно (1), тогда в конструкции ПО выполняют вентиляционные отверстия с суммарной площадью, определенной согласно формуле (1).

Проведенный авторами численный анализ вновь разрабатываемого мощного космического аппарата показал, что в этом случае суммарная площадь вентиляционных отверстий определяется с учетом всех влияющих факторов высоконадежно, обеспечивая требуемое рабочее избыточное давление газа в ПО, гарантирующее нормальное функционирование приборов КА, установленных в нем, в течение всего срока эксплуатации на орбите, тем самым достигается цель изобретения.

Приборный отсек космического аппарата, содержащий электрогерметичный корпус, выполненный из сотопанелей с вентиляционными отверстиями, внутри которого преимущественно установлены приборы полезной нагрузки и служебных систем, отличающийся тем, что вентиляционные отверстия для отвода из приборного отсека в космическое пространство газов - продуктов газовыделения неметаллических конструкционных материалов и допускаемых утечек рабочих тел из расположенных внутри корпуса трактов и емкостей служебных систем - выполнены с суммарной площадью, обеспечивающей допускаемое избыточное рабочее давление газов в приборном отсеке в течение всего срока эксплуатации космического аппарата: от момента старта до окончания требуемого срока эксплуатации на орбите.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходной отсек, дополнительный отсек с балластным или с балластно-балансировочным грузом, состыкованный с разделяемыми устройствами выводимой ПН и закрепленный на переходном отсеке или на блоке выведения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в космических головных частях. Космическая головная часть содержит головной обтекатель, космический аппарат (КА) с силовым шпангоутом с переходной системой для стыковки с ракетой-носителем, переходник головного обтекателя с верхним шпангоутом, состыкованным с головным обтекателем разделяемым в полете соединением, нижним шпангоутом, состыкованным с верхним силовым шпангоутом КА с помощью неразъемного в полете соединения.

Способ изготовления космического аппарата относится к космической технике. Способ заключается в том, что производят сборку космического аппарата, проводят электрические испытания на функционирование, испытания на воздействие механических нагрузок, термовакуумные испытания определенным образом.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники, в частности к конструкциям герметичных разъемных соединений отсеков корпуса летательных аппаратов и, в особенности, к конструкциям герметичного соединения обтекателя с отсеком корпуса летательного аппарата.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходный отсек с нижним стыковочным шпангоутом и верхним стыковочным шпангоутом с кольцевой перегородкой в виде жёстко соединённых между собой поперечных стенок под разъемные торцевые соединения, продольно-поперечные силовые наборы, кольцевой шпангоут.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов (КА), а именно к холодильникам-излучателям для сброса излишков тепловой энергии, вырабатываемой на борту КА.

Изобретение относится к надувным развертываемым космическим конструкциям, преимущественно обитаемым модулям. Модуль включает в себя жесткий несущий отсек (1) в виде неравносторонней призмы с полезной зоной (2) постоянного объема.

Изобретение относится к области космонавтики, в частности к способам сборки головных частей и устройствам для их сборки. Космическая головная часть (КГЧ) содержит полезную нагрузку, переходный отсек, головной обтекатель (ГО), которые соединяют между собой в вертикальном положении.

Изобретение относится к композиционным материалам, используемым в сверхлегких каркасах солнечных батарей и элементов конструкций космических аппаратов, и касается трехслойной панели.

Изобретение относится к средствам управления и наблюдения за состоянием изделий, в т.ч. служебных систем (СС) летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к конструкции и оборудованию космических аппаратов (КА), предназначенных для юстировки и калибровки радиолокационных станций (РЛС). КА содержит корпус (1) в виде прямого кругового цилиндра. На корпусе шарнирно установлены откидные пластины в форме полудисков (3, 4), дополненные радиоотражающими поверхностями (2) V-образного углубления (паза). В походном положении пластины (3, 4) фиксируются к сегментам основания (5, 6). В корпусе (1) установлены приборный отсек, микропроцессор, микроконтроллер с блоком сопряжения с системой ориентации и стабилизации и узлами фиксации пластин, навигационная аппаратура систем «ГЛОНАСС» и/или GPS и др. В раскрытом положении образуется двугранный уголковый отражатель с углом между гранями в диапазоне от (90-Δ)° до (90+Δ)° (0 < Δ < 18 λ/а), где λ - длина волны калибруемой РЛС, а - размер грани. На поверхности основания установлены также трехгранные лазерные уголковые отражатели. Технический результат изобретения заключается в расширении функциональных возможностей КА при калибровке наземных и космических РЛС. 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА с системой электропитания с солнечными, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с общей шиной, проводят электрические испытания, сборку схем испытаний КА на функционирование, проводят испытания на воздействие механических нагрузок, проводят термовакуумные испытания, проводят заключительные испытания, при проектировании схем испытаний соединители в силовых цепях аккумуляторных батарей выбирают с розетками, перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют отсутствие гальванической связи цепей с корпусом КА через дополнительно предусмотренные от цепей контролируемых соединителей выводы с токоограничительными резисторами по величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей, стыкуют соединители при сборке схем испытаний. Изобретение позволяет обеспечить безаварийность процесса изготовления КА. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники и физике состояния газа и может быть использовано для количественной оценки остаточной характеристической скорости в случае реактивной выработки рабочего тела из емкостей рабочей системы. На начальном и завершающем этапах функционирования рабочей системы по уравнениям состояния РТ определяют остаточную массу газа в емкостях рабочей системы. Техническим результатом изобретения является исключение накопления погрешности определения остатков рабочего тела. 2 ил.

Изобретение относится к оборудованию, развертываемому снаружи космического аппарата (КА), и может быть использовано на КА дистанционного зондирования земной поверхности. Рама радиолокационной антенны (РЛА) КА выполнена в виде крыльев с шарнирно соединенными ложементами (2, 3, 4) и (6, 7, 8). На них закреплены при помощи стоек с точными поверхностями антенные полотна. Крылья снабжены индивидуальными средствами развертывания в рабочее положение в виде пружинных механизмов со шкивами (23) и гибкими тягами (21). Тяги одним концом закреплены на крайних ложементах (2) и (8) и пропущены вокруг роликов (22). Другие их концы закреплены на шкивах (23). Центральный ложемент (5) закреплен кронштейнами (11) на корпусе (10) КА в плоскости, расположенной под углом 5° к оси (Z) КА. Для точного позиционирования в раскрытом положении в стыках смежных ложементов на одном из их торцов закреплена механическая часть, а на другом - ответная магнитная часть магнитомеханических упоров. В транспортном положении ложементы крыльев РЛА сложены в два пакета и зачекованы подпружиненными откидными рычагами с пироболтами. Техническим результатом изобретения является повышение надежности, упрощение конструкции и снижение материалоемкости рамы РЛА. 13 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Устройство энергоприводной системы реактивного летательного аппарата для реализации автономного перманентного полета с получением энергии из окружающей среды содержит в вершине первого купола открывающиеся эжекторы-воздухозаборники. Параболические стенки сопла конструктивно выполнены в качестве обратимой МГД-машины и трехмерного параболоид-линейного ускоритель-реактора. Система рабочих поверхностей крыла, фюзеляжа, сопла и парашюта комбинирована воедино в форму осесимметричных соосно помещенных друг в друга куполов, двух направленных выпуклостью вверх, третьего - выпуклостью вниз. Третий купол неподвижно соединен со вторым, образуя фюзеляж, первый соединен со вторым подвижно посредством амортизационно-демпферных регулируемых узлов крепления. Способ энергоснабжения реактивного летательного аппарата реализуют с помощью реакций УТС на изотопах легких элементов в режиме ускоритель-реактора УТС. Достигается повышение стабилизации и маневренности аппарата. 3 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к конструкции космических аппаратов (КА) для калибровки РЛС. КА содержит корпус с приборным отсеком, двигательную установку, системы ориентации и стабилизации, солнечные батареи. Корпус КА выполнен в виде прямой призмы, одна из граней которой имеет радиоотражающую поверхность, и дополнен плоской прямоугольной пластиной из радиоотражающего материала, шарнирно связанной с гранью прямой призмы, имеющей радиоотражающую поверхность. Плоская прямоугольная пластина снабжена механизмом раскрытия и узлом фиксации к одной из граней прямой призмы корпуса КА. В КА дополнительно введена аппаратура командной радиолинии (АКРЛ), навигационная аппаратура потребителя (НАП) космических систем «ГЛОНАСС» и/или GPS, бортовая вычислительная система (БВС), микроконтроллер (МК), блок сопряжения системы ориентации и стабилизации и узла фиксации с микроконтроллером. При этом АКРЛ, НАП, БВС, МК, блок сопряжения системы ориентации и стабилизации и узла фиксации с микроконтроллером взаимосвязаны. Технический результат изобретения заключается в повышении эффективности калибровки РЛС, расширении функциональных возможностей КА при калибровке радиолокаторов наземного и морского базирования, работающих на волнах круговой поляризации при параллельном приеме отраженных сигналов, а также в возможности проводить калибровку по величине ЭПР высокопотенциальных РЛС на малых углах места (3-5) градусов и в режиме функционирования с пониженной мощностью излучения. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиации и касается изготовления конструкций отсеков летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека в виде оболочки вращения ячеистой структуры на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала с кольцевыми и спиральными канавками, затем слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки кольцевые и спиральные ребра, с натяжением наматывают наружную оболочку, термообрабатывают, снимают с оправки и удаляют разделительный слой. Причем перед намоткой наружной оболочки в соответствующие ячейки устанавливают вставки, предварительно изготовленные в виде фигурного фланца с консольной резьбовой втулкой и консольными полками с заостренными краями. При этом в центре ячейки в резиноподобном материале выполняют выемку для размещения втулки, а полки заостренными краями вбивают между ребром и резиноподобным материалом. Затем вдавливают вставку до упора фланца в ребра усилием натяжения намотки наружной оболочки и одновременно обжимают резиноподобный материал, прижимая за счет его объемного деформирования полки к ребрам с обеспечением контактного давления для склеивания. Достигается создание высокотехнологичной конструкции отсека ЛА с повышенной надежностью работы. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиации и касается созданий конструкций для летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека ЛА в виде оболочки вращения на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала со спиральными обоих направлений канавками одинаковой ширины, слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки спиральные ребра, затем наматывают обжимающую облицовку из термоусаживающего материала, термообрабатывают, удаляют облицовку, снимают с оправки и удаляют разделительный слой. Причем канавки выполняют с плавным увеличением их глубины, обеспечивая конусность внутреннего контура оболочки. При этом после термообработки и удаления облицовки протачивают ребра совместно с резиноподобным материалом, обеспечивая соединительные параметры наружной цилиндрической поверхности оболочки отсека. При этом наружная поверхность каждого ребра выполнена как часть наружной цилиндрической поверхности отсека, а возрастание площади сечения получено плавным увеличением строительной высоты каждого ребра с возрастанием количества нитей в сечении. Достигается создание высокотехнологичной конструкции облегченного отсека ЛА с повышенной надежностью работы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (искусственных спутников) и средствам его развертывания на орбите. Устройство содержит две идентичные взаимно сбалансированные по массе пары прямолинейно-направляющих механизмов, установленных симметрично в вертикальных параллельных плоскостях. Каждая пара, в свою очередь, содержит пару плоских, зеркально симметричных и сбалансированных консольных механизмов с общей опорной горизонтальной траверсой. Верхними концами консоли соединены подвижно с развертываемым космическим объектом (КО) в районе его центра масс, а нижними концами - шарнирно с установленными на траверсе ползунами. Последние снабжены приводами их синхронного перемещения во взаимно противоположных направлениях. Устройство обеспечивает перемещение центра масс КО вдоль направления местной вертикали, отвечающей равновесному положению спутника на круговой рабочей орбите. Технический результат изобретения состоит в уменьшении возмущающих воздействий на спутник в процессе развёртывания КО на орбите. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к космической технике. В способе определения деформации корпуса КА в полете фиксируют на внутренней поверхности иллюминатора КА в заданном положении фотокамеру, выбирают в качестве реперных точек ориентиры на внешней поверхности КА, попавшие в поле зрения фотокамеры, и фиксируют направления от фотокамеры на реперные точки. В процессе полета измеряют острый угол α между нормалью к плоскости, касательной к внешней поверхности КА в реперной точке, и направлением на Солнце. Измеряют острый угол β между оптической осью фотокамеры и направлением на Солнце. Для достижения требуемой освещенности фотографируемой реперной точки изменяют ориентацию КА до достижения углом α заданного значения, а углом β значения, превышающего величину угла поля зрения фотокамеры. Выполняют серию снимков реперной точки за выбранный интервал полета. Последовательно накладывают полученные снимки реперной точки друг на друга и по смещению изображения реперной точки на снимке определяют деформацию корпуса КА. Техническим результатом изобретения надежное и точное определении деформации корпуса КА.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов, например, телекоммуникационных спутников. Приборный отсек КА содержит электрогерметичный корпус, выполненный из сотопанелей с вентиляционными отверстиями, внутри которого преимущественно установлены приборы полезной нагрузки и служебных систем. ВО служат для отвода из ПО в космическое пространство газов - продуктов газовыделения неметаллических конструкционных материалов и допускаемых утечек рабочих тел из расположенных внутри корпуса трактов и емкостей служебных систем. ВО выполнены с суммарной площадью, обеспечивающей допускаемое избыточное рабочее давление газов в ПО в течение всего срока эксплуатации КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности выполнения ВО с обеспечением нормального функционирования КА в течение всего срока эксплуатации. 1 ил.

Наверх