Силовой каркас для космической аппаратуры

Изобретение относится к конструкции космической техники. Силовой каркас состоит из цилиндрических стержней, расположенных под углом друг к другу, с узлами соединения в местах их пересечения. Каркас выполнен на основе тепловых труб. Диаметр и толщина стенок тепловых труб выбраны из условий обеспечения напряжений, не превышающих предел текучести, и обеспечения частоты собственного резонанса труб не менее 150 Гц. Каждый из узлов соединения тепловых труб представляет собой единую деталь с отверстиями для установки концов стыкуемых тепловых труб. Техническим результатом изобретения является повышение прочности, надежности и теплоустойчивости конструкции. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к конструкциям космической техники и может быть использовано при проектировании размеростабильных конструкций повышенной жесткости, адаптивных к действию градиентов температур, например ферменных и рамных конструкций каркасов для электронной и оптической аппаратуры, к которым предъявляются высокие требования по жесткости и геометрической стабильности размеров от действия температур при работе в космосе.

Изобретение направлено на обеспечение стабильности размеров каркаса.

Аналогами заявляемого изобретения являются конструкции каркасов для космической аппаратуры по патентам на изобретения RU №№: 2207668 (описание опубликовано 27.06.2003), 2417389 (описание опубликовано 27.04.2011).

Конструкция по патенту RU 2207668 представляет собой каркас рефлектора параболической антенны, выполненный с радиально расположенными элементами жесткости и снабженный теплоизолирующим чехлом, установленным на каркасе с образованием полости для продува воздуха. В полости установлены температурные датчики, вентилятор, блок управления. Радиально расположенные элементы жесткости выполнены воздухонепроницаемыми, с образованием воздушных каналов в виде секторов. Полость для продува воздуха разделена металлическим листом, выполненным из материала с высоким коэффициентом теплопроводности, на термостабилизирующую полость, с упомянутыми каналами в виде секторов, и вспомогательную полость. Полости соединены по краю рефлектора, а также в его центральной части с помощью трубы, в которой установлен вентилятор с подачей воздуха из термостабилизирующей полости во вспомогательную полость. Дополнительно на выходе из вентилятора может быть установлен электронагреватель, а в трубе последовательно с вентилятором может быть установлен дополнительный вентилятор.

Организация движения воздуха по каналам, выполненным в виде секторов, позволила обеспечить одинаковые расходы и скорости его движения при идентичности их проходных сечений, что способствует выравниванию температурного поля. Однако данная конструкция не позволяет обеспечить достаточную стабильность размеров при работе на орбите в условиях тепловых воздействий со стороны тепловыделяющих электронных компонентов во время длительных сеансов наблюдения.

Наиболее близким аналогом по количеству сходных признаков и решаемой задаче к заявляемому изобретению является конструкция по патенту RU 2417389, где заявлен силовой каркас для космической аппаратуры, в частности для телескопа. Силовой каркас состоит из цилиндрических стержней, расположенных под углом друг к другу, в частности продольных, поперечных и диагональных, которые соединены между собой в узлах пересечения путем сварки друг с другом. Стержни выполнены из двух частей разного диаметра. Части стержней разного диаметра соединены между собой биметаллическим кольцом по их внешнему и внутреннему диаметрам, при этом в стержнях выполняют продольные прорези на длину краевого эффекта, которые обеспечивают упругое соединение в местах их крепления к биметаллическому кольцу. Геометрические размеры цилиндрических стержней, патрубков, биметаллических колец и физико-механические характеристики применяемых материалов связаны соотношением:

где:

L - суммарная длина стержня и патрубка;

с - ширина биметаллического кольца;

b - наружный диаметр биметаллического кольца;

а - внутренний диаметр биметаллического кольца;

α1, α2 - коэффициенты линейного расширения материалов биметаллического кольца;

αСТ - коэффициент линейного расширения материала стержня;

H1, Н2 - толщины слоев материалов биметаллического кольца;

E1, Е2 - модули упругости первого рода материалов биметаллического кольца;

- длины продольных прорезей шириной Шi, где ri - радиусы срединной поверхности стержня и патрубка, δi - толщины, i=1, 2;

η - коэффициент, учитывающий упругость стержня и патрубка в местах их соединения с биметаллическим кольцом.

Известная конструкция силового каркаса позволяет уменьшить дефокусировку телескопа, однако это осуществляется за счет значительного усложнения конструкции. Кроме того, для обеспечения прочности конструкции при воздействии высоких динамических нагрузок в процессе выведении космического аппарата на орбиту конструкция выполнена громоздкой.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в обеспечении стабильности при работе на орбите и прочности конструкции при наземных операциях и выведении на орбиту при одновременных простоте и значительном уменьшении громоздкости.

Указанный технический результат достигается за счет того, что силовой каркас для космической аппаратуры, состоящий из цилиндрических стержней, расположенных под углом друг к другу, с узлами соединения в местах их пересечения, включает отличительные признаки, а именно:

- силовой каркас выполнен на основе тепловых труб,

- диаметр и толщина стенки тепловых труб выбраны из условий обеспечения напряжений, не превышающих предел текучести, и обеспечения частоты собственного резонанса труб не менее 150 Гц,

- каждый из узлов их соединения представляет собой единую деталь, в которой выполнены отверстия для установки концов стыкуемых тепловых труб.

Тепловые трубы могут быть выполнены из титанового, а узлы соединения из алюминиевого сплавов.

Выполнение силового каркаса на основе тепловых труб позволяет придать конструкционным элементам, наделенным функцией прочности, повышенную теплопроводность и придать им дополнительную функцию - по обеспечению тепловой стабильности, что приводит к прочному и точному позиционированию элементов оптики на своих посадочных местах, а также одних элементов относительно других, которые расположены в разных местах.

Выбор диаметра тепловых труб из условий обеспечения напряжений, не превышающих предел текучести, и обеспечения частоты собственного резонанса труб не менее 150 Гц позволяет при траекторных перегрузках удерживать напряжения в элементах конструкции в зоне абсолютной упругости, что обеспечивает сохранность юстировки оптических элементов, входящих в состав аппаратуры, т.к. обеспечивает прочное и точное их позиционирование.

Выполнение узлов соединения тепловых труб, каждый из которых представляет собой единую деталь, в которой выполнены отверстия для установки концов стыкуемых тепловых труб, позволяет состыковать тепловые трубы с обеспечением требуемой прочности конструкции.

Выполнение тепловых труб из титанового сплава влияет на обеспечение температурной стабильности конструкции, т.к. данный материал обладает необходимыми качествами, а именно высокой удельной прочностью, высокой технологичностью, уменьшенным температурным коэффициентом линейного расширения и минимальным газовыделением в вакууме.

Выполнение узлов соединения титановых труб из алюминиевого сплава позволяет улучшить теплопередачу между тепловыми трубами.

На фиг. 1 представлено заявляемое устройство, где: 1 - боковые элементы каркаса, 2 - верхний торец каркаса, 3 - нижний торец каркаса, 4 - платформа, 5 - ферма оптики, 6 - узел соединения стержней боковых элементов и верхнего торца каркаса, 7 - узел соединения стержней боковых элементов и нижнего торца каркаса.

Примером конкретного выполнения заявляемого устройства может служить каркас оптико-механического блока (ОМБ), расположенного на оптической скамье космического телескопа. Каркас сварен из тепловых труб, представляющих собой цилиндрические стержни диаметром 30 мм, расположенные под углом друг к другу и образующие пространственную конфигурацию, включающую боковые элементы, в количестве 6 шт, верхний и нижний торцы. Материалом для каркаса выбран сплав титана ОТ4 ввиду того, что он обладает необходимыми качествами, а именно высокой удельной прочностью, высокой технологичностью, уменьшенным температурным коэффициентом линейного расширения и минимальным газовыделением в вакууме. Напряжение в трубе выбранного диаметра не превышает 4500 н/см2, а частота собственного резонанса не менее 150 Гц. Трубы состыкованы в местах их пересечения узлами соединения, выполненными в виде единой детали из алюминиевого сплава как высокотеплопроводного и легкого материала. В частности, узел соединения имеет концевые элементы прямоугольного сечения, количество которых соответствует количеству стыкуемых тепловых труб. Отверстия в концевых элементах выполнены глухими и соответствующими диаметрам труб для вклеивания концов стыкуемых тепловых труб. Шесть узлов соединения выполнены с тремя концевыми элементами (соединение боковых элементов с верхним торцом), а три - с четырьмя (соединение боковых элементов с нижним торцом). Каркас соединен с платформой, на которой размещена оптико-электронная аппаратура. Платформа выполнена в форме шестиугольника в виде плоской многослойной панели с периметром, составленным из чередующихся при его обходе коротких и длинных сторон. Верхний торец каркаса повторяет контур платформы, а нижний торец выполнен в виде правильного треугольника, стороны которого ориентированы параллельно длинным сторонам платформы. К нижнему торцу каркаса тремя винтами М8 крепится ферма оптики, которая сварена из титановых труб диаметром 20 мм. Боковые элементы каркаса, пропущенные из вершин верхнего торца, сгруппированы попарно в вершинах нижнего торца, расположенных напротив коротких сторон верхнего торца.

Работает заявляемое устройство следующим образом.

Каркас, состоящий из боковых элементов 1, верхнего торца 2 и нижнего торца 3, вместе с платформой 4 обеспечивает прочность ОМБ при наземных операциях и выведении на орбиту и обеспечивает устойчивость ОМБ при работе на орбите. Элементы каркаса имеют необходимые запасы прочности, которые позволяют при траекторных перегрузках удерживать напряжения в элементах конструкции в зоне абсолютной упругости. Каркас обеспечивает прочное и жесткое позиционирование оптических элементов, расположенных на ферме оптики 5, относительно оптических элементов, расположенных на платформе 4. Узлы соединения 6, 7, выполненные из алюминиевого сплава, позволяют улучшить теплопередачу между тепловыми трубами. Принцип работы и конструкция тепловых труб может быть выполнена аналогично конструкции, описанной в патенте RU 2329922 (опубл. 27.07.2008 г.). На этапе выведения космического аппарата с ОМБ на орбиту обеспечивается прочность конструкции при воздействии высоких динамических нагрузок, т.к. выполняются условия, при которых напряжения в элементах конструкции, удерживающих оптические элементы, не выходят за пределы абсолютной упругости. Температурная стабильность обеспечивается за счет выполнения каркаса на основе тепловых труб. При работе космического модуля с целевой и исследовательской аппаратурой на целевой орбите, в условиях тепловых воздействий со стороны тепловыделяющих электронных компонентов во время длительных сеансов наблюдения, обеспечивается устойчивость конструкции за счет разделения функции обеспечения прочности и теплоустойчивости между силовым каркасом и системой охлаждения.

1. Силовой каркас для космической аппаратуры, состоящий из цилиндрических стержней, расположенных под углом друг к другу, с узлами соединения в местах их пересечения, отличающийся тем, что силовой каркас выполнен на основе тепловых труб, диаметр и толщина стенки которых выбраны из условий обеспечения напряжений, не превышающих предел текучести, и обеспечения частоты собственного резонанса труб не менее 150 Гц, а каждый из узлов их соединения представляет собой единую деталь, в которой выполнены отверстия для установки концов стыкуемых тепловых труб.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что тепловые трубы выполнены из титанового сплава.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что узлы соединения выполнены из алюминиевого сплава.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к ракетной технике. Ракета-носитель (РН) содержит как минимум одну возвращаемую ступень с крыльями и хвостовым оперением, маршевую и управляющую двигательные установки.

Изобретение относится к космической технике, а именно к способам старта ракет. В способе старта тяжелой ракеты разгоняется ракета на стартовой тележке по наклонной прямой с направляющими рельсами.

Группа изобретений относится к космической технике. Способ запуска микро- и наноспутников заключается в том, что после установки запускаемого спутника с одноосным гироскопом на основании и после выбора с помощью электромеханической системы ориентации заданного направления производится раскрутка гироскопа и запуск аппарата.

Изобретение относится к многоступенчатым космическим ракетам. Ракета состоит из разгонного блока с жидкостными или твердотопливными реактивными двигателями и космического модуля с продольным каналом, имеющего торообразную форму с цилиндрическим наружным корпусом.

Изобретение относится к бортовому оборудованию космических аппаратов. В способе парирования перегрузок по току в электронном блоке космического аппарата, при перегрузке по току сигнализируют об отказе канала электронного блока и отключают его, затем включают.

Изобретение относится к области космической техники. Обслуживаемый на орбите космический аппарат (КА) содержит штатную двигательную установку с топливными баками, систему подачи топлива с заправочной горловиной, целевую аппаратуру, систему управления движением, систему электропитания, силовые стыковочные узлы для стыковки с космическим аппаратом обслуживания, систему информационной связи с наземным пунктом управления и с космическим аппаратом обслуживания (КАО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем с полиблочным пакетом ракетных блоков комбинированной схемы включает несколько этапов.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Предложенное теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса возвращаемого ЛА содержит намотанную на силовую оболочку по спирали ленту.

Изобретение относится к космической технике. Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора включает формирование тормозного экрана, торможение элементов космического мусора вследствие соударения с экраном, перевод элементов космического мусора на более низкую орбиту, постепенное торможение элементов космического мусора об атмосферу Земли и последующее сгорание элементов космического мусора в атмосфере Земли.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетных блоках (РБ). Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль (РМ) содержит топливные баки горючего и окислителя, межбаковый отсек с нишами и разделяемым узлом, ферменный межступенчатый отсек с теплозащитным отражателем и съемной пылевлагозащитной оболочкой, сопряженный с ракетой-носителем (РН), кислородно-водородные двигатели (КВД) с входными штуцерами подачи азота, средства продувки КВД азотом, трубопроводы, разъемные соединения, приборы служебных систем, системы управления и радиосистем РКН, узлы крепления, пневмогидравлическую систему с агрегатами и управляющими клапанами для взаимодействия с агрегатом связи бортового и наземного оборудования, герметичные корпуса, защитные устройства, баллоны бортового наддува гелием топливного бака окислителя с выходными патрубками, фланцевые соединения, узлы герметизации, заборные устройства, съемные трубопроводы наземного газоанализатора.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке ускоренного режима восстановления ориентации орбитального космического аппарата (КА) с применением астродатчика. Восстановление ориентации КА производится из демпфированного относительно инерциальной - геоцентрической абсолютной системы координат произвольного положения КА. При этом демпфирование осуществляется до угловых скоростей КА, при которых восстанавливается работоспособность астродатчика. Восстановление ориентации КА выполняется одним поворотом вокруг оси Эйлера с упреждающим отключением программного поворота для снижения угловой скорости КА и снятия ограничений на включение контура коррекции от астродатчика. Техническим результатом изобретения является сокращение времени восстановления ориентации КА. 3 ил.

Использование: в области электротехники при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите. Технический результат - повышение эффективности управления зарядом/разрядом АБ. Согласно способу в случае отказа передающего устройства штатной бортовой системы телеметрической информации (БСТИ) в силу каких-либо технических причин для контроля состояния СЭП, в том числе и формуемой АБ, используют информацию контрольного и рабочего подмассивов из состава массива информации оперативного контроля (ИОК), формируемых и отображаемых в нем по исходным данным, выдаваемым БСТИ в бортовой комплекс управления. При этом в процессе проведения режима разряда формуемой АБ организуют не менее трех сеансов связи с КА со съемом ИОК на каждом сеансе связи. Указанные подмассивы, составленные из аналоговых и сигнальных параметров АБ, разбивают на отдельные информационные группы, отличающиеся друг от друга комбинацией параметров АБ, причем группы параметров АБ одного из подмассивов, представляющего собой контрольную телеметрическую информацию, формируют и отображают в составе массива ИОК по факту срабатывания либо сигнальных датчиков давления любой из n АБ, либо по факту срабатывания пороговых датчиков минимального напряжения любой АБ или минимального напряжения любого аккумулятора. Группы параметров АБ другого подмассива, представляющего собой рабочую телеметрическую информацию, формируют и отображают в составе массива ИОК в определенной временной последовательности, причем количество групп параметров АБ и временные промежутки между ними задают в составе рабочей программы (РП). Скорость разряда формуемой АБ вычисляют, используя данные массива ИОК, как минимум, с двух сеансов связи с КА, а по известной скорости разряда формуемой АБ определяют расчетный номер витка орбиты N для принудительной отмены режима глубокого разряда формуемой АБ. Разовые команды (РК), необходимые для фактического завершения режима разряда формуемой АБ, выдают в сеансе связи на витке (N+1) либо (N+2), причем в сеансах связи, в которых выдаются РК по управлению режимами функционирования формуемой АБ или изменению конфигурации СЭП с использованием коммутационной аппаратуры аварийной шины, осуществляют второй съем ИОК. При этом параметры АБ, отображаемые в составе ИОК, соответствуют моменту времени выдачи РК для второго съема ИОК. 2 ил.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи импульсных или непрерывных напряжений, прямоугольную камеру с амортизатором внутри с закруглениями между стенками. В конце камеры расположены два полукруглых магнита, жестко связанные с ее боковыми стенками позади пружин пружинных клапанов с закруглением в конце, находящиеся перед этими закруглениями между стенками амортизатора этой камер. Входы полукруглых электромагнитов соединены с выходами блока управления. Техническим результатом изобретения является увеличение ускорения летательного аппарата. 1 ил.

Группа изобретений относится к технологиям осуществления сверхбыстрых полетов в атмосфере планет. Конструкция и рабочие режимы летательных аппаратов для этой цели обеспечивают высокую синергию теплофизических и газодинамических процессов взаимодействия с атмосферой. Технический результат состоит в возможности сохранить целостность указанных конструкций при их допустимой температуре и получить достаточную тягу для полёта и спуска в атмосфере. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная с электрическим запуском стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся одними своими концами опорные штанги для космической ракеты. К вращающемуся кольцу радиально крепятся одним своим концом лопасти, служащие для создания подъемной силы воздушно-реактивной стартовой системы и содержащие баки для топливных компонентов. К другим концам авиационных плоскостей прикреплены воздушно-реактивные двигатели для создания подъемной силы. На вращающемся кольце расположен ротор электропривода вращающегося кольца, статор которого размещен в наземном блоке электрического запуска старта космической ракеты. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и оперативности запуска. 6 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся опорные штанги для космической ракеты. Верхнее кольцо содержит систему управления воздушно-реактивного стартовой системы и батареи ее электроснабжения. Верхнее кольцо опирается на нижнее вращающееся кольцо посредством системы магнитного подвеса. К нижнему кольцу радиально крепятся одним своим концом лопасти, служащие для создания подъемной силы воздушно-реактивной стартовой системы и баками для топливных компонентов, а на другом конце к лопастям прикреплены воздушно-реактивные двигатели для вращения лопастей вокруг оси перпендикулярной плоскости подвижного кольца. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и оперативности запуска. 7 ил.

Изобретение относится к космической технике. В узле крышки транспортно-пускового контейнера (ТПК), состоящем из поворотной крышки, закрепленной на неподвижном элементе ТПК, размещено по меньшей мере по одному установленному на оси вращения поворотному упору с выступами, один из которых плоский, а другой сферический. Плоский выступ с одной стороны взаимодействует с элементом фиксации, размещенным на поворотной крышке, а с другой стороны - с малым космическим аппаратом (МКА), сферический выступ размещен выше оси вращения поворотного упора и взаимодействует в рабочем положении с пластиной, установленной на поворотной крышке, причем ось вращения пластины смещена относительно оси вращения поворотной крышки. Техническим результатом изобретения является обеспечение начала движения МКА. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, где необходимо осуществить мягкую посадку объекта с помощью посадочного устройства по вертикальной схеме. Посадочное устройство содержит посадочные опоры с центральными стойками, содержащими главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток с механизмом выдвижения, шарнирно связанную с телескопическим штоком опорную тарель. Посадочная опора снабжена тросами из высокомодульного материала. Пневматический раздвижной упор штоком соединен с главным цилиндром, а корпусом – с поперечной балкой, закрепленной в нише посадочной опоры. Техническим результатом изобретения является увеличение области устойчивости к опрокидыванию космического корабля при его посадке. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к малым космическим модулям (КМ). КМ содержит силовой корпус блочного типа в виде скрепленных ребер правильной призмы с торцевыми панелями, имеющими вырезы для корпуса оптико-электронного модуля (ОЭМ) и для крепления блока реактивной двигательной установки (ДУ). Несущая конструкция корпуса призмы выполнена из n многослойных боковых сотовых панелей, где n=4, 6, 8 …, одни из которых - приборные, с проложенными внутри тепловыми трубами, а другие – корпусные. Боковые панели скреплены между собой по периметру в чередующейся последовательности. По периметру каждой боковой панели расположены каркасные уголки, скрепленные разъемными элементами. На внешней поверхности второй торцевой панели закреплена панель ДУ. Бак хранения топлива закреплен с помощью кронштейнов на панели ДУ со стороны внутренней плоскости и размещен в вырезе второй торцевой панели. На внешней плоскости первой торцевой панели установлены бленда ОЭМ, а также панели и кронштейны для оборудования радиолиний и электромагнитного исполнительного органа системы управления движением. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы КМ. 7 ил.

Изобретение относится к способам управления движением ракет космического назначения (РКН). Способ управления угловым движением РКН заключается в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов (ЭГС). Определяют рассогласования между командным сигналом на отклонение аэродинамических рулей и фактическими углами их отклонения. При превышении по абсолютной величине любым из двух рассогласований заранее выбранного предельно-допустимого значения формируют признак отказа ЭГС аэродинамического руля. В случае формирования признака отказа ЭГС дополнительно отклоняют камеру сгорания основного двигателя по тангажу и аэродинамический руль с исправным ЭГС, дополнительно управляют углом рыскания с помощью пар газовых сопел. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности успешного завершения полета РКН в случае отказа одного из исполнительных органов системы управления. 4 ил.

Изобретение относится к конструкции космической техники. Силовой каркас состоит из цилиндрических стержней, расположенных под углом друг к другу, с узлами соединения в местах их пересечения. Каркас выполнен на основе тепловых труб. Диаметр и толщина стенок тепловых труб выбраны из условий обеспечения напряжений, не превышающих предел текучести, и обеспечения частоты собственного резонанса труб не менее 150 Гц. Каждый из узлов соединения тепловых труб представляет собой единую деталь с отверстиями для установки концов стыкуемых тепловых труб. Техническим результатом изобретения является повышение прочности, надежности и теплоустойчивости конструкции. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх