Космический аппарат с дополнительным полезным грузом

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 конструкции и компоновке космических аппаратов (КА) и может быть использовано при создании космических аппаратов различного назначения.

КА обычно состоит их модуля служебных систем (МСС) и модуля полезной нагрузки (МПН). Модуль служебных систем и модуль полезной нагрузки - это обычно конструктивно различные сборки, на которых расположены навесные элементы: антенны, солнечные батареи и т.д.

В ряде случаев КА, конструктивно определенный по массе и объему в соответствии с требованиями к нему, не соответствует предельно допустимому значению выводимой массы для ракеты-носителя, что снижает экономическую эффективность КА.

Чтобы использовать избыточные мощности ракеты-носителя, осуществляют запуски по несколько космических аппаратов, кластерные запуски. Так, предложено решение, защищенное патентом RU 2226482 Сl, B64G 1/64, «Устройство для группового выведения космических аппаратов». В данном устройстве предусмотрено в отсеке место для попутных космических аппаратов, установлены системы их отделения. По мере развития малогабаритных космических аппаратов применение такого решения будет расширяться.

Недостатком такого способа и устройства является то, что в силу конструктивных и организационных причин не всегда есть возможность комплектовать необходимые наборы космических аппаратов по точно заданной массе, приведенной к предельным возможностям системы выведения.

Известен защищенный патентом FR 2649667 А1, B64G 1/10 «Способ запуска космического аппарата в космос и соответствующее устройство запуска», включающий хотя бы один основной космический аппарат и дополнительный КА со служебными бортовыми системами и отсеком полезного груза.

Предлагаемый способ обеспечивает повышение эффективности использования ракет-носителей. Однако при этом недостатком является трудность решения задачи совмещения его с основным КА при его заданной жесткой компоновке.

Известен защищенный патентом RU 2420431 С2 «Космический аппарат гибкой компоновки для дополнительного полезного груза», который является ближайшим аналогом (прототипом) предлагаемого изобретения. Архитектура КА основывается на том, что служебные системы выполнены в виде отдельных миниатюризированных блоков, связанных между собой гибкими электрическими и трубопроводными коммуникациями, а контейнер полезного груза выполнен в мягкой оболочке.

Недостатком такого решения является то, что в настоящее время принципы построения КА (связи, навигации, геодезии) не позволяют связать блоки только гибкими электрическими и трубопроводными коммуникациями и выполнить контейнер полезного груза в мягкой оболочке.

Для устранения этого недостатка требуется введения новой архитектуры построения КА. Архитектура КА должна позволять стыковать дополнительную полезную нагрузку и обладать всеми необходимыми ресурсами и интерфейсами.

Задача, на решение которой направленно изобретение, заключается в использование избыточной мощности ракеты-носителя при выведении космического аппарата путем реализации дополнительного полезного груза, устанавливаемого на КА по остаточной массе и объему, с помощью дополнительного модуля полезного груза.

Поставленная задача решается за счет того, что на космический аппарат с дополнительным полезным грузом, содержащий модуль служебных систем и модуль полезного груза, устанавливается дополнительный модуль полезного груза, выполненный в виде отдельной конструктивной сборки, снабженный необходимыми интерфейсами для стыковки с КА и использования ресурсов платформы, при этом дополнительный полезный груз имеет свой набор целевой аппаратуры, включая набор антенн, и работает независимо от основного модуля полезного груза, используя общие для всех модулей полезного груза ресурсы платформы частично или полностью.

Выполненный по предлагаемой архитектуре КА характеризуется тем, что при размещении на КА двух модулей полезного груза суммарная эффективность КА возрастает за счет использования одного модуля служебных систем двумя модулями полезного груза.

Достигаемый технический результат заключается в максимально полном использовании энергетических возможностей ракеты-носителя.

Изобретение поясняется чертежами, которые не охватывают и, тем более не ограничивают весь объем притязаний данного технического решения, а являются лишь иллюстрирующими материалами частного случая выполнения:

- на фиг. 1 изображен пример КА, спроектированного по предлагаемому решению, в аксонометрической проекции;

- на фиг. 2 изображено конструктивное деление КА в соответствии с принципами настоящего изобретения;

- на фиг. 3 изображен КА с раскрытыми антеннами.

Космический аппарат с дополнительным полезным грузом содержит модуль служебных систем 1 и модуль полезного груза 2. Дополнительный полезный груз выполнен в виде отдельной конструктивной сборки - дополнительного модуля полезного груза 3, снабженного необходимыми интерфейсами для стыковки с КА и использования ресурсов платформы. При этом дополнительный полезный груз имеет свой набор целевой аппаратуры, включая набор антенн, и работает независимо от основного модуля полезного груза, используя общие для всех модулей полезного груза ресурсы платформы частично или полностью.

Предлагаемое конструктивное решение используют следующим образом. При проектировании КА определяют для расчетной орбиты максимальную массу выведения для данной ракеты-носителя и сравнивают ее с основным модулем полезного груза. В случае если основной модуль полезного груза не использует полностью возможности системы выведения, определяют возможности - размер, массу дополнительного груза - и используют эти возможности с помощью дополнительного модуля полезного груза, который отвечает при компоновке требованиям максимальной совместимости с основным модулем полезного груза.

Таким образом, заявленная архитектура построения КА позволяет повысить экономическую эффективность систем выведения за счет более полного использования их энергетических возможностей.

1. Космический аппарат с дополнительным полезным грузом, содержащий модуль служебных систем и модуль полезного груза, отличающийся тем, что дополнительный полезный груз выполнен в виде отдельной конструктивной сборки - дополнительного модуля полезного груза, снабженного необходимыми интерфейсами для стыковки с КА и использования ресурсов платформы, при этом дополнительный полезный груз имеет свой набор целевой аппаратуры, включая набор антенн, и работает независимо от основного модуля полезного груза, используя общие для всех модулей полезного груза ресурсы платформы частично или полностью.

2. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что дополнительных модулей полезного груза может быть больше одного.

3. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что каждый из модулей полезного груза предусматривает свое управление питанием.

4. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что каждый из модулей полезного груза предусматривает свою систему обеспечения теплового режима.

5. Космический аппарат по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что дополнительный модуль полезного груза и основной модуль полезного груза, для удобства сборки КА и прохождения испытаний, могут быть объединены в единую конструкцию.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КА). КА содержит корпус с комплексом служебных бортовых систем, полезную нагрузку и узлы соединения с системой отделения.

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 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.
Наверх