Способ компоновки полезной нагрузки и устройство для его реализации



Способ компоновки полезной нагрузки и устройство для его реализации
Способ компоновки полезной нагрузки и устройство для его реализации

 


Владельцы патента RU 2574103:

Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" (RU)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке полезной нагрузки (ПН) в космических аппаратах (КА). Устройство компоновки ПН содержит КА и выполнено в виде разделяемой силовой трубы изогридной сетчатой структуры с функцией силовой конструкции корпуса КА, и состоит из частей в зависимости от высоты и количества КА в ПН, с постоянной площадью поперечного сечения в пределах одной части и увеличивающейся площадью поперечного сечения к адаптеру ракеты-носителя (РН). Собирают космические аппараты вокруг соответствующих частей разделяемой силовой трубы на заводе-изготовителе, интегрируют КА в единую ПН, собирают космическую головную часть (КГЧ) в составе интегрированной ПН и головного обтекателя (ГО), устанавливают КГЧ на штатное место на РН. Изобретение позволяет повысить эффективность использования объёма под ГО РН. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к космическим аппаратам, выводимым на орбиту с помощью ракет-носителей.

Известен способ компоновки полезной нагрузки под головным обтекателем ракеты-носителя «Днепр» (http://www.kosmotras.ru/upload/kgc_iul_2013.pdf, стр.5-6) с помощью дополнительной рамы, устанавливаемой в цилиндрической части головного обтекателя, обеспечивающей посадочные места для закрепления нескольких космических аппаратов.

Недостатками этого способа являются ограниченность применения его на разных типах ракет-носителей, связанная с необходимостью разработки нестандартного головного обтекателя для каждого типа, а также уменьшение массы полезного груза, выводимого ракетой-носителем за счет массы рамы и дополнительной системы отделения этой рамы от головного обтекателя.

Также известна космическая головная часть для группового запуска спутников (патент RU 2428358 С1, B64G 1/22), которая содержит переходной отсек для стыковки с последней ступенью ракеты, адаптер для крепления спутников и головной обтекатель, при этом космические аппараты крепятся к адаптеру сбоку.

Недостатком этого технического решения является наличие дополнительного адаптера для крепления спутников, уменьшающего предельную массу стыкуемых к нему космических аппаратов за счет собственной массы.

Известен способ компоновки, сущность которого раскрыта в материалах патента RU 2156212 С2, B64G 1/10, 1/22, «Устройство для размещения нескольких спутников на ракете-носителе», содержащее центральную стойку, закрепленную на ракете-носителе и имеющую множество идентичных посадочных мест, множество идентичных элементов стыковки, каждый из которых предназначен для закрепления одного из множества спутников на соответствующем посадочном месте, съемное средство крепления и средство крепления-отцепления, посредством которого любой из спутников может быть закреплен с возможностью управляемого отделения от соответствующего элемента стыковки.

Недостатками данного технического решения являются необходимость изготавливать дополнительные устройства (центральную стойку и посадочные места) для обеспечения закрепления полезной нагрузки, что влечет за собой уменьшение массы выводимого груза пропорционально массе предлагаемого переходного устройства, а также боковой способ крепления космических аппаратов к центральной стойке, что накладывает дополнительные ограничения на силовую схему космического аппарата, излишне увеличивая его массу.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу компоновки полезной нагрузки и устройству для его осуществления является «Способ выведения искусственных спутников в качестве основной и попутной полезных нагрузок на геостационарную орбиту и устройство для его осуществления» (RU 2254265 С2, B64G 1/00, 1/10), заключающийся в том, что полезная нагрузка состоит из двух космических аппаратов, причем космические аппараты последовательно установлены на ракету-носитель, начиная с нижнего. При этом основная полезная нагрузка в виде одного или более космических аппаратов установлена через устройство отделения на корпус указанного нижнего космического аппарата. Корпус последнего совмещает свои функции с функциями силового элемента переходника для установки основной полезной нагрузки. Данный способ компоновки был взят за прототип.

Недостатком этого способа компоновки является использование в качестве силового элемента, передающего нагрузку от верхнего космического аппарата к адаптеру (или переходной системе) ракеты-носителя, корпуса нижнего космического аппарата, что влечет за собой увеличение массы элементов корпуса, связанное с необходимостью увеличить его прочность и жесткость.

Заявителем в процессе информационного поиска не были выявлены аналоги, близкие к заявленному устройству по совокупности существенных признаков и технической сущности.

Задачей изобретения является минимизация затрат массы на введение в состав полезной нагрузки дополнительных космических аппаратов, повышение эффективности использования объема под головным обтекателем ракеты-носителя, уменьшение стоимости запуска космических аппаратов на орбиту.

Поставленная задача решается за счет способа компоновки полезной нагрузки, заключающегося в том, что на ракету-носитель устанавливают полезную нагрузку, включающую в себя как минимум два космических аппарата. Для взаимного размещения космических аппаратов в полезной нагрузке и закрепления полезной нагрузки на ракете-носителе, в качестве силовой конструкции корпуса космических аппаратов включают устройство для реализации способа компоновки полезной нагрузки. Заявленное устройство выполнено в виде разделяемой силовой трубы, состоящей из нескольких частей (по числу космических аппаратов в полезной нагрузке), каждая из которых выполняет функции силовой конструкции корпуса соответствующего космического аппарата. Космические аппараты собирают вокруг соответствующих частей разделяемой силовой трубы на заводе-изготовителе, интегрируют космические аппараты в единую полезную нагрузку, собирают космическую головную часть в составе интегрированной полезной нагрузки и головного обтекателя, устанавливают космическую головную часть на штатное место на ракете-носителе.

Разделяемая силовая труба выполняет функции единого для всех космических аппаратов, составляющих полезную нагрузку, переходного устройства, обеспечивающего взаимное расположение космических аппаратов под головным обтекателем ракеты-носителя и передающего весовые и стартовые нагрузки от космических аппаратов на адаптер (или переходную систему) ракеты-носителя, а способность силовой трубы разделяться на несколько частей (например, с помощью встроенного устройства разделения) позволяет разделять полезную нагрузку на отдельные космические аппараты после выведения ее на орбиту. Это техническое решение позволяет уменьшить количество конструктивных элементов космического аппарата, воспринимающих стартовые нагрузки, уменьшить массу конструкции панелей для бортовой аппаратуры за счет существенного смягчения предъявляемых к ним требованиям по жесткости, что увеличивает максимально допустимую массу полезного груза, увеличивает полезный объем под головным обтекателем и сокращает стоимость запуска космических аппаратов на орбиту за счет использования одной ракеты для запуска нескольких космических аппаратов.

Достигаемый технический результат заключается в минимизации затрат массы на введение в состав полезной нагрузки дополнительных космических аппаратов за счет использования разделяемой силовой трубы, в собранном виде представляющей собой единую как для основного, так и как минимум для одного дополнительного космических аппаратов структуру; повышении эффективности использования объема под головным обтекателем ракеты-носителя за счет размещения под головным обтекателем дополнительных космических аппаратов; уменьшении стоимости запуска космических аппаратов на орбиту за счет использования одной ракеты-носителя для одновременного запуска нескольких космических аппаратов.

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 представлена схема компоновки двух космических аппаратов под головным обтекателем ракеты-носителя с помощью разделяемой силовой трубы (продольный разрез).

На фиг. 2 представлена схема реализации способа компоновки полезной нагрузки: а - сборка космических аппаратов вокруг соответствующих частей разделяемой силовой трубы на заводе-изготовителе; б - интеграция космических аппаратов в единую полезную нагрузку; в - сборка космической головной части в составе интегрированной полезной нагрузки и головного обтекателя и установка ее на штатное место на ракете-носителе.

Способ компоновки полезной нагрузки, включающей в себя один основной и хотя бы один дополнительный космические аппараты, заключается в следующем. Для размещения под головным обтекателем 1, кроме основного космического аппарата 2, как минимум одного дополнительного 3, необходимо расположить их соосно ракете-носителю и последовательно вдоль продольной оси ракеты-носителя, а также обеспечить передачу весовых и стартовых нагрузок от всех космических аппаратов 2, 3 на адаптер (или переходную систему) 4 ракеты-носителя 7. Предлагается для этих целей использовать разделяемую силовую трубу 5, устанавливаемую соосно с ракетой-носителем и служащую для компоновки как минимум одного дополнительного космического аппарата 3 в составе полезной нагрузки относительно основного космического аппарата, а также для восприятия нагрузок от космических аппаратов 2, 3. При этом космические аппараты 2, 3 компонуются вокруг силовой трубы 5, как бы охватывая ее. Таким образом, силовая труба 5, кроме переходного устройства для закрепления космических аппаратов 2, 3 на адаптере (или переходной системе) 4 ракеты-носителя 7, выполняет функции основы силовой схемы каждого космического аппарата.

Устройство для реализации способа компоновки полезной нагрузки, выполненное в виде разделяемой силовой трубы 5 для одновременного запуска как минимум двух космических аппаратов 2, 3 одной ракетой-носителем 7. Силовая труба 5 снабжена как минимум двумя устройствами разделения 6, известными из уровня техники, служащими для отделения полезной нагрузки от ракеты-носителя и разделения полезной нагрузки после выведения ее на орбиту. Устройство разделения 6 должно быть выполнено таким образом, чтобы, с одной стороны, обеспечить гарантированное разделение полезной нагрузки на орбите, а с другой стороны - сохранить жесткостные и прочностные характеристики разделяемой силовой трубы 5 на этапе выведения на орбиту.

С целью обеспечения технологичности сборки космических аппаратов разделяемую силовую трубу предлагается делить на части, по количеству космических аппаратов в полезной нагрузке, и собирать каждый космический аппарат вокруг своей части разделяемой силовой трубы.

При этом высота каждой части разделяемой силовой трубы может подбираться индивидуально, согласно габаритам соответствующих космических аппаратов, таким образом, чтобы обеспечить взаимное размещение космических аппаратов в составе полезной нагрузки, с учетом запасов на гарантирование несоударения космических аппаратов.

С целью оптимизации массы конструкции части разделяемой силовой трубы могут представлять собой изогридную сетчатую структуру, например, приведенную в патенте RU 2392122 С1.

Для обеспечения прочностных характеристик разделяемой силовой трубы площадь поперечного сечения различных ее частей может различаться в соответствии со следующей закономерностью: часть разделяемой силовой трубы, воспринимающая нагрузку от всех космических аппаратов, составляющих полезную нагрузку, то есть та часть, один конец которой крепится к адаптеру (или переходной системе) ракеты-носителя, должна иметь максимальную площадь поперечного сечения, а та часть разделяемой трубы, которая воспринимает нагрузку только от одного космического аппарата, то есть та часть, которая в стартовом положении полезной нагрузки является верхней, может иметь минимальную площадь поперечного сечения.

Устройство работает следующим образом: космические аппараты 2, 3 собираются на заводе-изготовителе каждый вокруг своей части разделяемой силовой трубы 5. Разделяемая силовая труба 5 с закрепленными на ней космическими аппаратам 2, 3 собирается с помощью, например, устройства разделения 6 в единый конструктив в техническом комплексе на полигоне запуска и в собранном виде устанавливается на адаптер (или переходную систему) ракеты-носителя. На участке выведения на орбиту разделяемая силовая труба воспринимает и передает воздействия от всех космических аппаратов, входящих у состав полезной нагрузки, на адаптер (или переходную систему) 4 ракеты-носителя 7 через устройства разделения 6. После выведения полезной нагрузки на целевую орбиту устройства разделения обеспечивают безударное разделение космических аппаратов, входящих в состав полезной нагрузки.

1. Способ компоновки полезной нагрузки, заключающийся в том, что на ракету-носитель устанавливают полезную нагрузку, включающую в себя как минимум два космических аппарата, отличающийся тем, что для взаимного размещения космических аппаратов в полезной нагрузке и закрепления полезной нагрузки на ракете-носителе в качестве силовой конструкции корпуса в состав космических аппаратов включают устройство для реализации способа компоновки полезной нагрузки, выполненное в виде разделяемой силовой трубы, состоящей из нескольких частей (по числу космических аппаратов в полезной нагрузке), каждая из которых выполняет функции силовой конструкции корпуса соответствующего космического аппарата, собирают космические аппараты вокруг соответствующих частей разделяемой силовой трубы на заводе-изготовителе, интегрируют космические аппараты в единую полезную нагрузку, собирают космическую головную часть в составе интегрированной полезной нагрузки и головного обтекателя, устанавливают космическую головную часть на штатное место на ракете-носителе.

2. Устройство для реализации способа компоновки полезной нагрузки, включающей в себя как минимум два космических аппарата, выполненное в виде разделяемой силовой трубы, состоящей из нескольких частей (по числу космических аппаратов в полезной нагрузке), каждая из которых выполняет функции силовой конструкции корпуса соответствующего космического аппарата.

3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что высота частей разделяемой силовой трубы для каждого космического аппарата подбирается индивидуально, согласно высоте каждого космического аппарата.

4. Устройство по п. 2 или 3, отличающееся тем, что конструкция частей разделяемой силовой трубы представляет собой изогридную сетчатую структуру.

5. Устройство по п. 2, или 3, или 4, отличающееся тем, что площадь поперечного сечения различных частей разделяемой силовой трубы тем больше, чем ближе они расположены к адаптеру (или переходной системе) ракеты-носителя, при этом в пределах одной части разделяемой силовой трубы площадь поперечного сечения постоянна.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть применено для реализации программ сведения с геостационарной орбиты (ГСО) вышедших из строя космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему.

Изобретение относится к космической связи и может быть использовано при проектировании космических систем оперативной связи различного назначения. Технический результат состоит в повышении оперативности, помехоустойчивости и технологичности связи, Для этого глобальная низкоорбитальная космическая информационная система состоит из космического и наземного сегментов, включает в себя КА-абоненты и через телекоммуникационное и информационное пространство связана с потребителями на суше, на воде и в воздухе пользовательского сегмента.

Изобретение относится к космической технике. Космическая платформа содержит модуль служебных систем в форме прямоугольного параллелепипеда, узлы стыковки с системой отделения, двигательную установку, солнечные батареи, систему терморегулирования.

Изобретение относится к орбитальному движению искусственных спутников Земли (ИСЗ), совершающих групповой полет. Поддержание расстояния между ИСЗ по фронту производится путем периодического включения на ближней границе разрешенного коридора движения реактивной двигательной установки (ДУ) активного ИСЗ.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается изготовления силовой оболочки корпуса возвращаемого летательного аппарата. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса содержит скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки полезной нагрузки в космическое пространство. Комплекс содержит отсек силовой установки с несущей конструкцией с проемами, переходником, электрическим двигателем, источником электрического питания с солнечными элементами и ядерным источником энергии, бортовую систему в виде дополнительной жидкостной и твердотопливной системы обеспечения движения в космосе, образующую искусственный спутник Земли.

Изобретение относится к области радиотехники и может использоваться для передачи информации об аварийном состоянии изделий ракетно-космической техники на этапе космического запуска.

Кронштейн // 2565427
Металлический кронштейн (1) состоит из двух концевых участков с пазами и имеет Г-образный профиль с продольными и поперечными пазами (2) различной толщины по всей его длине.

Изобретение относится к устройствам и способам защиты летательных объектов при нападении. Целевой объект размещается в космическом аппарате (ложном объекте - оболочке).

Заявленное изобретение относится к способам питания космического аппарата. Для электропитания космического аппарата обеспечивают совместную работу солнечной батареи и литий-ионной аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, заряжают аккумуляторную батарею от солнечной батареи, измеряют и контролируют основные параметры бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, производят поэлементный контроль напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и наличие тока ее разряда. При появлении тока разряда блокируют проведение балансировки аккумуляторов, а при исчезновении - продолжают. Обеспечивается повышение эффективности использования литий-ионных аккумуляторных батарей в составе системы электропитания низколетящего космического аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек, амортизатор, выхлопные сопла, поршень, реактивный двигатель поршня и предохранительные амортизационные упоры. Блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек с интервалами, начинающимися при приближении поршня к амортизационным предохранительным упорам и прекращающимися после прекращения ускорения. Техническим результатом изобретения является увеличение скорости и экономия энергоресурсов. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к транспортным средствам и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два реактивных двигателя внутри корпуса блока управления, прямоугольную камеру с амортизатором, два тугоплавких пружинных клапана с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями, блок управления выдачей топлива с увеличенными интервалами. Изобретение позволяет повысить ускорение и надежность ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с солнечными батареями (СБ). В способе управления ориентацией СБ определяют углы разгона и торможения СБ и максимальные значения тока, вырабатываемого СБ при работе бортового оборудования в режимах минимального и максимального потребления тока. Задают углы срабатывания и отпускания СБ, диапазон времени определения положения СБ на освещенном участке орбиты и максимально допустимый угол анализа токов. Задают максимально допустимые ошибку определения углового положения СБ и период измерения токов. Устанавливают начальное значение максимального фонового тока и вычисляют точность определения положения СБ. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей и повышение эффективности способа управления положением СБ. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в искусственных спутниках Земли (ИСЗ). ИСЗ содержит силовой корпус в виде кольца с удлинением и передней частью в виде воронки, с кольцевым механическим демпфером с картечью или дробью, с элеронами, аэродинамический кольцевой стабилизатор (КС) в виде пленочного с металлизированной наружной поверхностью рукава с удлинением, гаргротами и кольцевыми ребрами жесткости, с перфорированной диафрагмой, стропы, тросы, дополнительные КС с диафрагмами, реактивную двигательную установку с многосопловыми блоками и рабочим телом в виде холодного газа. 14 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разгоне ракеты-носителя (РН) с параллельным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива. При старте РН включают в действие все жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) первой ступени, осуществляют снабжение компонентами ракетного топлива всех ЖРД ступени от центрального бака, содержащего один из компонентов, и от одного бокового бака, содержащего второй компонент, осуществляют перекрытие топливных магистралей после полного исчерпания в боковом баке всего запаса КРТ, производят сброс бокового бака вместе с размещенными на нем ЖРД, переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от другого бокового бака с КРТ, повторяют операции перекрытия топливных магистралей, сброса бокового бака и переключения топливных магистралей до полного исчерпания всех запасов всех КРТ во всех баках РН соответствующей ступени. Изобретение позволяет увеличить массу полезной нагрузки (ПН) и скорость РН при прежней массе ПН. 8 ил.

Изобретение относится к космической технике. В способе автоматической ориентации космического аппарата (КА) и солнечной батареи (СБ) при отказе устройства поворота солнечной батареи определяют угловое положение СБ относительно Солнца и связанной с ним системы координат (ССК). Для уменьшения рассогласования между проекцией вектора направления на Солнце и нормалью к рабочей поверхности СБ формируют команды на вращение и прекращение вращения СБ. При отсутствии вращения после выдачи соответствующих команд определяют ближайшее к текущему положению СБ фиксированное положение относительно ССК. Устанавливают фиксированное значение заданного угла, соответствующее ближайшему фиксированному значению относительно ССК, контролируют в течение заданного заранее интервала времени установку СБ в заданное фиксированное положение. Техническим результатом изобретения является продление ресурса функционирования и повышение живучести КА при отказе устройства поворота СБ. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Уничтожаемая система подачи топлива для спутника включает работающий под давлением бак из алюминиевого сплава совместно с устройством управления топливом из алюминиевого сплава в нем. Устройство управления топливом (УУТ) может обладать любыми известными на современном уровне техники признаками гидравлического транспорта, использующими капиллярное действие и поверхностное натяжение. Избранные внутренние поверхности бака и устройства УУТ покрывают покрытием на основе титана. Изобретение обеспечивает гарантированные смачиваемость и коррозионную стойкость системы доставки топлива при взаимодействии с горючим. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается вопросов обеспечения безопасности пуска ракеты. Способ пуска космической ракеты заключается в превентивном выведении на режим предельного или частичного форсирования всех двигателей до отрыва ракеты от стартового стола или в начале движения с уровнем тяги, превышающим номинальный уровень на величину, достаточную для исключения возможности зависания или обратного движения ракеты в случае отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя. По истечении некоторого времени двигатели переводят на номинальный режим работы, а при возникновении отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя выдерживают форсированный режим работы исправных двигателей. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности пуска ракеты, повышение надежности выполнения полетного задания и снижение вероятности повреждения стартовых сооружений.
Наверх