Космический аппарат блочно-модульного исполнения

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 космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА) различного назначения.

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

В настоящее время тенденции развития космической техники накладывают ряд требований к проектированию КА. Постоянное увеличение количества целевых функций ведет к увеличению оборудования, которое необходимо разместить на КА.

Известен КА, включающий корпус и антенны по патенту США US 20030057328 A1 от 27.03.2003, в котором корпус имеет неоднородное сечение вдоль основной оси аппарата. Неоднородность корпуса КА позволяет максимизировать использование имеющихся объемов ракеты-носителя. Однако МПН представляет собой единую конструкцию, что не позволяет изготавливать и испытывать различные полезные нагрузки одновременно.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является КА (принят за прототип изобретения) защищенный патентом EP 19970121935, включающий в себя множество функционально независимых модулей, собранных вокруг центральной структуры, интерфейсы для обеспечения питанием, интерфейсы для передачи данных и других сигналов, имеющий достаточно места для укладки больших компонентов.

Недостатком прототипа является то, что применение центральной несущей структуры увеличивает общую массу КА и уменьшает возможные размеры и объемы зоны размещения полезного груза.

Задачей предлагаемого изобретения является введение новой архитектуры построения КА, использование которой будет способствовать созданию более легких и компактных КА, а также позволит сократить сроки изготовления КА, снизить затраты на изготовление и наземную экспериментальную отработку КА.

Поставленная задача решается за счет того, что космический аппарат, содержащий модули космического аппарата (КА), интерфейсы для обеспечения питанием, интерфейсы для передачи данных и других сигналов, имеющий достаточно места для укладки больших компонентов, дополнительно состоит из модуля служебных систем, первого модуля полезной нагрузки и второго модуля полезной нагрузки, причем второй МПН устанавливается на первый МПН так, что стартовая нагрузка второго МПН передается на первый МПН и воспринимается им, за счет чего отпадает необходимость использования центральной структуры.

Исполнение МПН в виде двух или более конструктивных сборок позволяет параллельно работать со сборками на этапах наземной эксплуатации спутника, что снижает время изготовления КА и время прохождения наземной экспериментальной отработки КА.

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 вариант конструктивного исполнения КА, спроектированного по предлагаемому решению, в аксонометрической проекции;

- на фиг. 4 изображено конструктивное деление КА в соответствии с принципами настоящего изобретения

На фиг. 1, 2 показан космический аппарат блочно-модульного исполнения. В состав КА входит модуль служебных систем 1, первый модуль полезной нагрузки 2 и второй модуль полезной нагрузки 3. Необходимо отметить, что хотя на фиг. 1, 2 показан КА с двумя модулями полезной нагрузки, тем не менее данное изобретение предполагает три и более модуля полезной нагрузки.

Вне зависимости от количества модулей полезной нагрузки 2, 3, используемых при компоновке КА, модули полезной нагрузки могут быть размещены в вертикальной, продольной «тандемной» конфигурации, как показано на фиг. 1. Термин «тандемная», используемый в данном документе, означает ориентацию установленных модулей полезной нагрузки 2, 3 относительно КА, когда КА сориентирован в вертикальном положении относительно Земли, при этом модули полезной нагрузки 2, 3 располагаются вдоль или совпадают с центральной продольной осью КА и расположены один за другим так, что модуль полезной нагрузки 3 опирается на модуль полезной нагрузки 2. Также в состав КА входят крупногабаритные компоненты: панели БС 4 и антенны 5.

В другом варианте исполнения вне зависимости от количества модулей полезной нагрузки 2, 3, 6, используемых при компоновке КА, модули полезной нагрузки могут быть размещены в вертикальной, продольной «пакетной» конфигурации, как показано на фиг. 3, 4. Термин «пакетная», используемый в данном документе, означает ориентацию установленных модулей полезной нагрузки 3, 6 относительно КА, когда КА сориентирован в вертикальном положении относительно Земли, при этом модули полезной нагрузки 3, 6 располагаются вдоль или совпадают с центральной продольной осью КА и расположены параллельно так, что модуль полезной нагрузки 3 и модуль полезной нагрузки 6 опираются на модуль полезной нагрузки 2. Также в состав КА входят крупногабаритные компоненты: панели БС 4 и антенны 5.

Предлагаемое конструктивное решение используют следующим образом.

Обеспечение эффективного выполнения целевых функций КА является целью проектирования нового КА. Данную цель можно достичь с помощью решения проектных задач. Решение этих задач осуществляется в процессе компоновки КА. Традиционно, каждый КА считается уникальным со своим назначением или миссией. В общем, КА может выполнять несколько целевых задач, и оборудование для выполнения целевых задач могут изготавливать различные производители. В таком случае выгодно сделать несколько МПН в виде независимых конструктивных сборок и строить КА по архитектуре, предлагаемой в настоящем изобретении.

Так как модули 1, 2, 3 КА являются отдельными конструктивными сборками, то работы (изготовление сборок, монтаж оборудования, проведение некоторых испытаний) можно проводить параллельно, что сокращает общий срок изготовления КА.

В данном изобретении предполагается, что стартовые нагрузки от второго МПН воспринимаются первым МПН, что позволяет отказаться от центральной силовой структуры и тем самым уменьшить размеры КА, за счет возможности размещения оборудования на месте центральной несущей структуры. Исключение несущей структуры позволит снизить массу КА или зарезервировать ее для полезного груза.

Достигаемый технический результат заключается в уменьшении массы КА за счет исключения центральной структуры. Снижение времени изготовления и проведения наземной экспериментальной отработки достигается за счет размещения целевой аппаратуры в нескольких модулях полезной нагрузки и выполнением этих модулей в виде отдельных конструктивных сборок.

Таким образом, заявленная архитектура построения КА позволяет изготавливать более легкие и компактные КА и сократить сроки изготовления КА.

Выполненный таким образом космический аппарат позволяет производить независимую сборку и испытания модулей КА.

Это позволит, сохранив преимущества прототипа, добиться снижения сроков изготовления КА, снижении затрат на изготовление и наземную эксплуатацию КА.

1. Космический аппарат блочно-модульного исполнения, содержащий модули космического аппарата (КА), интерфейсы для обеспечения питанием, интерфейсы для передачи данных и других сигналов, имеющий достаточно места для укладки больших компонентов, отличающийся тем, что в состав КА входят модуль служебных систем, первый модуль полезной нагрузки и второй модуль полезной нагрузки (МПН), причем второй МПН устанавливается на первый МПН так, что стартовая нагрузка второго МПН передается на первый МПН и воспринимается им.

2. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что космический аппарат может содержать множество модулей полезной нагрузки.

3. Космический аппарат по п. 1 и 2, отличающийся тем, что при наличии трёх и более МПН, второй и последующие МПН могут устанавливаться «пакетами».



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), преимущественно для исследований на близких (порядка радиуса орбиты Меркурия) расстояниях от Солнца.

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.

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.

Изобретение относится к малым космическим аппаратам, выводимым на орбиту из транспортно-пускового контейнера (ТПК) (напр., при возвращении грузового корабля после его расстыковки с МКС).

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 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.

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.
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