Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем



Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем
Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем

 


Владельцы патента RU 2617162:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" (RU)

Группа изобретений относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных. КА содержит модуль служебных систем (100) и модуль полезной нагрузки (200), соединённые фермой (300). В корпусе модуля (100) размещены блоки служебной аппаратуры, а снаружи - аккумуляторная батарея (2), поворотная солнечная батарея (8), четыре блока (4) двигателей ориентации и стабилизации, три сферических топливных бака (3) и шар-баллон со сжатым газом. Модуль (200) содержит платформу (201) и блок прецизионных приборов: оптико-электронных (204) и астродатчиков – с разных сторон собственной платформы, удалённой от платформы (201). Платформы выполнены в виде сотопанелей с тепловыми трубами. На приборной платформе могут быть установлены радиаторы-охладители (235). Модуль (200) полезной нагрузки снабжен антеннами радиосвязи (231-234) разной степени направленности, а также радиаторами-охладителями (306), закрепленными на стержнях фермы (300). Технический результат состоит в повышении точности работы оптико-электронной аппаратуры, при её компоновке совместно с антенным комплексом и при ограничениях на массу КА. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 40 ил.

 

Заявляемые изобретения относятся к космической технике, а именно к устройству космических аппаратов, работающих на геостационарной и высокоэллиптических орбитах искусственных спутников Земли и предназначенных для приема и ретрансляции данных с наземных пунктов в сочетании с проведением дистанционного зондирования Земли с использованием многоспектральной съемки в видимом и инфракрасном диапазоне для обеспечения решения задач в области метеорологии.

При проектировании таких аппаратов традиционные задачи по снижению массы конструкции космического аппарата и обеспечению теплового режима аппаратуры космического аппарата дополняются техническими задачами по разработке конструкции, обеспечивающей размещение на его борту многофункционального комплекса целевой аппаратуры, в сочетании с задачами по выполнению высоких требований по стабильности взаимного положения блоков оптико-электронной аппаратуры и датчиков астроориентации в условиях космического полета.

Из патентов РФ на полезные модели №132422 и №150666, патентов РФ на изобретения №2247683, 2374148 и других источников известен ряд технических решений устройства космического аппарата, которые включают модуль служебных систем и модуль полезной нагрузки, которые используют в конструкции космического аппарата корпуса, выполненные в форме прямых призм в негерметичном исполнении.

Например, известно решение космического аппарата, который содержит модуль служебных систем и модуль полезной нагрузки (см. Алифанов О.М., Подходы к созданию и направления применения малых космических аппаратов в космической технике, электронный журнал Труды МАИ, вып. 49, М., 2011), корпуса которых выполнены в форме прямоугольных параллелепипедов. На боковых сторонах корпусов установлены блоки бортовой служебной аппаратуры и блоки полезной нагрузки. Прямоугольная панель, перекрывающая верхнее основание модуля полезной нагрузки, использована для размещения блоков оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования Земли и антенн радиокомплекса. Датчики астроориентации в соответствии с этим решением установлены в верхней части одной из боковых сторон корпуса модуля полезной нагрузки с примыканием к верхнему основанию корпуса.

В соответствии с техническим решением космического аппарата по патенту на полезную модель РФ №132422 (МПК B64G 1/10, опубл. 20.09.2013) модуль полезной нагрузки установлен на верхнем основании корпуса модуля служебных систем и содержит несущий каркас, целевую аппаратуру, астродатчики, антенны. Несущий каркас модуля полезной нагрузки выполнен в виде П-образного кронштейна, образованного двумя стойками и поперечиной, и подкреплен стержневой системой. На поперечине П-образного кронштейна закреплены астродатчики с оптическими головками и с блендами и штанги с антеннами. Между поперечинами П-образного кронштейна на верхнем основании корпуса модуля служебных систем расположена целевая аппаратура полезной нагрузки, выполненная, например, в виде блока оптико-электронной аппаратуры.

В решении космического аппарата, известного из патента на полезную модель №150666 (МПК B64G 1/00, B64G 1/22, опубл. 20.02.2015), корпуса модулей служебных систем и полезной нагрузки выполнены в виде прямых призм с основаниями в форме треугольника и четырехугольника соответственно. Верхние основания корпусов перекрыты платформами, выполненными в виде снабженных тепловыми трубами панелей. На платформе модуля полезной нагрузки размещены блоки целевой аппаратуры и антенны радиокомплекса. Датчики астроориентации и гироскопические приборы в этом решении размещены на платформе модуля служебных систем.

Рассмотренные решения космических аппаратов и их модулей полезной нагрузки и служебных систем относятся к малоразмерным и малым космическим аппаратам массой до 1000 кг. Относительно небольшая масса и габариты этих спутников не дают возможности эксплуатации их на геостационарной и высокоэллиптических орбитах с обеспечением размещения на их на борту комплекса оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования и комплекса для приема информации с наземных пунктов и передачи данных на Землю. Кроме того, размещение датчиков астроориентации и блоков оптико-электронной аппаратуры на различных элементах конструкции не обеспечивает поддержание стабильного положения друг относительно друга этих блоков во время полета из-за тепловых деформаций конструкции.

Известны технические решения космических аппаратов (см. патент РФ №2092398, патенты США №7513462, 5755406, 6102339, патент ЕПВ №0780294), состоящие из модуля полезной нагрузки и модуля служебных систем. Состав и функциональные возможности этих космических аппаратов обеспечивают их работу на геостационарной орбите и обеспечивают решение задач по приему и передачи данных, телевизионного вещания и радиосвязи.

Наиболее близким налогом заявляемым решениям космического аппарата и его модуля полезной нагрузки являются решения, известные из патента РФ на изобретение №2092398 (МПК B64G 1/10, опубл. 10.10.1997). Решение космического аппарата блочно-модульного исполнения по этому патенту содержит соединенные друг с другом модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем.

Модуль служебных систем этого решения содержит корпус, выполненный в виде прямоугольного параллелепипеда с высотой примерно равно 1,3…1,5 м. Блоки бортовой служебной аппаратуры модуля расположены на внутренних сторонах стенок корпуса. Боковые стенки выполнены в виде радиаторов-охладителей. Верхнее основание перекрыто прямоугольной панелью крупногабаритного двигательного блока с четырьмя блоками двигателей коррекции и топливными баками.

Модуль полезной нагрузки рассматриваемого решения содержит корпус, выполненный в виде параллелепипеда. Верхнее основание корпуса перекрыто платформой, выполненной в виде снабженной тепловыми трубами панели. Две противоположно расположенные боковые стороны корпуса также выполнены в виде снабженных тепловыми трубами панелей. На внутренних сторонах боковых панелей корпуса модуля полезной нагрузки и платформе - панели на верхнем основании корпуса, размещены блоки целевой аппаратуры. Наружные стороны указанных боковых сторон корпуса модуля полезной нагрузки выполнены в виде радиаторов-охладителей. Две другие противоположно расположенные боковые стороны корпуса перекрыты прямоугольными крышками. Кроме того, модуль полезной нагрузки снабжен многоцелевым антенным блоком, который содержит остронаправленные, направленные и малонаправленные антенны, и астроблоком с оптико-электронными датчиками астроориентации. Антенны многоцелевого антенного блока, включающего две остронаправленные антенны и направленные антенны, закреплены на ферме, установленной на верхнем основании корпуса модуля полезной нагрузки. Датчики астроориентации установлены на небольшой по площади панели, закрепленной на ферме и ориентированной параллельно одной из боковых сторон корпуса модуля полезной нагрузки. В процессе полета верхнее основание модуля полезной нагрузки с многоцелевым антенным блоком наводится на Землю.

Рассмотренное устройство космического аппарата, построенного на базе использования корпусов модулей служебных систем и полезной нагрузки в форме параллелепипедов и снабженного развитым антенным блоком, решая задачу по уменьшению массы космического аппарата, позволяет разработать космические аппараты для обеспечения связи и ретрансляции данных для работы на геостационарной и высокоэллиптических орбитах. Однако использование этого решения для разработки космических аппаратов, решающих задачи по обеспечению ретрансляции и обмену информацией между наземными пунктами в сочетании с решением задач по дистанционному зондированию Земли, например, задач по многоспектральной съемке Земли в интересах метеорологии, сталкивается со значительными трудностями. Площадь верхнего основания модуля полезной нагрузки, которая используется в рассмотренном решении для размещения целевой аппаратуры, не обеспечивает размещение на верхнем основании модуля полезной нагрузки как блоков оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования Земли, так и многоцелевого антенного комплекса для обеспечения ретрансляции данных между наземными пунктами и передачи данных с аппаратуры дистанционного зондирования. Значительна масса космического аппарата и его габариты.

Решение модуля служебных систем с размещением датчиков астроориентации на панели, закрепленной на ферме с антеннами ретрансляционного комплекса, не обеспечивает высоких требований по поддержанию в условиях космического полета стабильности взаимного положения целевой аппаратуры и датчиков астроориентации, так как датчики астроориентации, обеспечивающие привязку космического аппарата к осям единой системы координат, пространственно разнесены от элементов антенного комплекса, требующих точного наведения на Землю. Кроме того, несущая способность конструкции модуля полезной нагрузки недостаточна для обеспечения размещения на ферме модуля полезной нагрузки блоков дистанционного зондирования Земли значительной массы и антенного комплекса для ретрансляции данных и передачи значительных объемов информации от аппаратуры дистанционного зондирования.

Из патента РФ 2092398, патентов США 5755406, 4009851, 6206327 известны технические решения модулей служебных систем космических аппаратов, предназначенных для работы на геостационарной орбите.

Из технического решения по рассмотренному выше патенту РФ №2092398 (МПК B64G 1/10, опубл. 10.10.1997) известен модуль полезной нагрузки космического аппарата, предназначенного для работы на геостационарной орбите. В соответствии с этим решением модуль служебных систем содержит корпус, выполненный в виде прямоугольного параллелепипеда и образованный комбинацией U-образного и H-образного отсеков. Блоки бортовой служебной аппаратуры модуля расположены на внутренних сторонах боковых стенок U-образного отсека и на двух сторонах перемычки H-образного отсека. Боковые стенки U-образного отсека и H-образного отсеков совмещены торцами друг с другом с образованием боковых сторон корпуса модуля служебных систем в форме прямоугольного параллелепипеда с высотой примерно равной 1,2…1,5 м. Нижнее основание корпуса модуля служебных систем перекрыто при этом перемычкой U-образного отсека, верхнее основание перекрыто прямоугольной панелью крупногабаритного двигательного блока с четырьмя блоками двигателей коррекции и топливными баками. Кроме указанных элементов, модуль служебных систем этого решения содержит закрепленные на приводе панели солнечных батарей. Панели солнечных батарей установлены на корпусе с возможностью их поворота относительно корпуса и с возможностью складывания около корпуса модуля при размещении модуля с полезной нагрузкой под головным обтекателем ракеты-носителя.

К недостаткам рассмотренного технического решения модуля служебных систем можно отнести значительную высоту модуля и проблематичность размещения на борту модуля значительных запасов топлива, так как емкости с топливом в этом решении расположены на верхнем основании корпуса модуля служебных систем. Увеличение запасов топлива ведет при этом к увеличению продольного габаритного размера модуля и увеличению его массы, которое связано с необходимостью повышения несущей способности боковых панелей корпуса модуля служебных систем.

Техническое решение космического аппарата, известное из патента США 5755406 (НКИ 244/158R, НКИ B64G 1/66, опубл. 26.05.1998), включает модуль служебных систем, выполненный в форме прямоугольного параллелепипеда, во внутреннем объеме которого вдоль продольной оси модуля расположены четыре цилиндрических бака с топливом. Топливные баки закреплены на боковых панелях и на силовых перегородках, размещенных вдоль диагоналей модуля и соединенных с продольными стойками, пропущенными вдоль ребер корпуса. Сверху и снизу корпус модуля служебных систем перекрыт панелями основания. На двух противоположных боковых панелях корпуса размещены блоки бортовой служебной аппаратуры, снаружи перекрытые панелями радиаторов-охладителей. Кроме этого, модуль служебных систем снабжен поворотными панелями солнечных батарей и четырьмя блоками двигателей ориентации и стабилизации. Недостатком этого технического решения модуля служебных систем является его большая масса, что определяется наличием в конструкции модуля диагональных силовых перегородок, двойных панелей по бокам корпуса и верхней панели основания корпуса.

В техническом решении модуля служебных систем по патенту США №4009851 (НКИ 244/158, МПК B64G /10, опубл. 1.03.1977) модуль служебных систем, выполненный в форме прямоугольного параллелепипеда, снабжен внутренним продольным силовым элементом, выполненным в виде подкрепленного продольным силовым набором цилиндра и расположенным вдоль продольной оси блока. Внутри цилиндрического объема продольного силового элемента расположен корпус ракетного двигателя твердого топлива, который необходим для выведения космического аппарата на геостационарную орбиту. Снаружи внутреннего продольного силового элемента расположены ферменные конструкции, на которых закреплены сферические топливные баки. Внутренний продольный силовой элемент закреплен на верхнем и нижнем основаниях корпуса. На двух противоположных гранях корпуса размещены блоки служебной аппаратуры модуля. Заметная масса внутреннего продольного силового элемента с ферменными конструкциями определяет большую массу и большой продольный габаритный размер модуля служебных систем.

Уменьшение продольного габаритного размера модуля служебных систем может быть достигнуто использованием корпуса модуля служебных систем в виде призмы с основанием в виде восьмиугольника. Такое решение известно из патента США №6206327 (МПК B64G 1/00, НКИ США 244/158R, опубл. 27.03.2001), которое выбрано в качестве наиболее близкого аналога заявляемого технического решения модуля служебных систем.

Модуль служебных систем этого технического решения содержит корпус, размещенные внутри корпуса блоки бортовой служебной аппаратуры, двигательную установку с блоками двигателей ориентации и стабилизации и топливным баком, средства крепления модуля со смежными блоками космической головной части.

Корпус модуля служебных систем в соответствии с этим решением выполнен в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки, концы которых соединены поперечными силовыми элементами. Верхние концы продольных стоек снабжены средствами соединения модуля с полезной нагрузкой. Пролеты между смежными стойками перекрыты боковыми панелями, закрепленными на продольных стойках корпуса и поперечных силовых элементах.

В рассматриваемом решении, кроме того, модуль служебных систем снабжен внутренним продольным силовым элементом, выполненным в виде цилиндра или призмы и установленным внутри корпуса вдоль продольной оси модуля. Внутренний продольный силовой элемент соединен с продольными стойками корпуса радиальными ребрами, выполненными в виде пластин.

Блоки бортовой служебной аппаратуры в соответствии с рассматриваемым решением размещены на внутренних сторонах боковых панелей корпуса. Так в наиболее предпочтительном выполнении модуля служебных систем на внутренних сторонах корпуса размещены: блоки системы электропитания, системы обработки данных, маховики системы управления ориентацией, блоки радиосвязи.

Рассматриваемое техническое решение модуля предусматривает использование двух аккумуляторных батарей с корпусами цилиндрической формы, размещенных, как и другие блоки бортовой служебной аппаратуры, на внутренней стороне одной из боковых панелей корпуса.

Внешние поверхности боковых панелей корпуса используются при этом как радиаторы-охладители блоков аппаратуры, установленных на внутренних сторонах боковых панелей корпуса.

Кроме того, модуль служебных систем этого технического решения содержит монтажное кольцо, закрепленное на нижних концах продольных стоек корпуса, на котором расположены средства крепления модуля служебных систем к переходной ферме последней ступени ракеты-носителя.

Топливный бак двигательной установки рассматриваемого модуля служебных систем расположен вдоль продольной оси модуля внутри внутреннего продольного силового элемента и закреплен через переходник на монтажном кольце. На монтажном кольце расположены и четыре блока двигателей ориентации и стабилизации модуля.

Недостатком рассмотренного решения модуля служебных систем является значительная его масса, что определяется наличием силового внутреннего продольного силового элемента, радиальных ребер и монтажного элемента. Размещение блоков бортовой служебной аппаратуры на периферии модуля служебных систем также увеличивает длину бортовой кабельной сети для соединения блоков бортовой служебной аппаратуры друг с другом, что также повышает массу модуля.

Технической задачей, решаемой заявляемым решением космического аппарата, является расширение функциональных возможностей космического аппарата за счет разработки конструкции аппарата, обеспечивающей возможность размещения на борту аппарата как оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования Земли, так и антенного комплекса ретрансляции и передачи данных в сочетании с уменьшением отклонения положения блоков оптико-электронной аппаратуры относительно положения датчиков астроориентации в условиях космического полета и с ограничениями на массу конструкции космического аппарата.

Заявляемым космическим аппаратом техническая задача решается следующим образом.

В соответствии с заявляемым решением космический аппарат содержит соединенные друг с другом модуль служебных систем и модуль полезной нагрузки.

Модуль служебных систем включает корпус, выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки. Пролеты между продольными стойками корпуса перекрыты боковыми панелями, а нижнее основание перекрыто платформой. На платформе размещены блоки бортовых служебных систем. Кроме того, модуль снабжен солнечной батареей, закрепленной на одной из боковых панелей корпуса, и радиатором-охладителем, закрепленным перед боковой панелью корпуса, расположенной напротив боковой панели корпуса с солнечной батареей.

В соответствии с заявляемым решением модуль полезной нагрузки содержит платформу, выполненную в форме правильного восьмиугольника, на одной стороне которой закреплены блоки аппаратуры модуля полезной нагрузки, а на другой - антенны радиокомплекса, включая две остронаправленные антенны. Кроме того, модуль полезной нагрузки содержит четыре радиатора-охладителя и блок прецизионных приборов.

Блок прецизионных приборов заявляемого решения содержит платформу, выполненную в виде многоугольника с площадью, меньшей площади платформы полезной нагрузки. На одной стороне платформы блока прецизионных приборов закреплены блоки оптико-электронной аппаратуры полезной нагрузки, а на другой - датчики астроориентации. Кроме того, блок прецизионных приборов снабжен двумя радиаторами-охладителями, закрепленными вдоль торца одной из сторон платформы блока прецизионных приборов и расположенными перпендикулярно платформе.

В заявляемом решении космического аппарата платформы модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов расположены параллельно друг другу. При этом платформа прецизионных приборов установлена с навесом над периферийной частью платформы модуля полезной нагрузки и закреплена на ней на шести основных стержнях и, по крайней мере, одном дополнительном стержне.

В заявляемом решении нижние концы указанных стержней закреплены на платформе модуля полезной нагрузки в двух основных и двух дополнительных опорных узлах. Крепление каждого дополнительного стержня к платформе блока прецизионных приборов выполнено с обеспечением возможности устранения силовой связи между платформой модуля полезной нагрузки и платформой блока прецизионных приборов.

В заявляемом решении космического аппарата модуль полезной нагрузки соединен с модулем служебных систем фермой с треугольной решеткой и промежуточными стойками. Дополнительно ферма снабжена двумя дополнительными раскосами, расположенными внутри фермы. Нижние концы дополнительных раскосов закреплены в нижних узлах фермы, а сами нижние узлы фермы закреплены на продольных стойках модуля служебных систем.

Кроме того, дополнительные опорные узлы расположены на платформе модуля полезной нагрузки над местами крепления верхних концов дополнительных раскосов фермы к платформе модуля полезной нагрузки, а места крепления основных опорных узлов расположены над местами крепления верхних узлов фермы к платформе полезной нагрузки.

В заявляемом решении радиаторы-охладители модуля полезной нагрузки закреплены перед четырьмя накрест расположенными пролетами фермы.

В заявляемом решении космического аппарата упомянутые платформы модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов выполнены в виде снабженных тепловыми трубами панелей, термически соединенных с радиаторами-охладителями. При этом радиаторы-охладители блока прецизионных приборов и один из радиаторов-охладителей модуля полезной нагрузки расположены на стороне космического аппарата, противоположной боковой панели корпуса с солнечной батареей.

Увеличение полезной площади для размещения блоков и агрегатов полезной нагрузки достигается в заявляемом изобретении выполнением платформы модуля полезной нагрузки в форме правильного восьмиугольника. За счет того, что площадь правильного восьмиугольника, вписанного в окружность, примерно на 41 процент превышает площадь правильного четырехугольника, вписанного в окружность того же радиуса. Кроме того, увеличение полезной площади для размещения блоков и агрегатов полезной нагрузки в заявляемом решении достигается введением в модуль полезной нагрузки блока прецизионных приборов, снабженного своей платформой. Выполнение платформы блока прецизионных приборов с площадью, меньшей площади платформы модуля полезной нагрузки, и размещение платформы блока прецизионных приборов с навесом над периферийной частью платформы модуля полезной нагрузки позволяет разместить на наружной стороне платформы модуля полезной нагрузки вне зоны «затенения» платформы прецизионных приборов антенны радиокомплекса для ретрансляции и передачи данных и на наружной стороне платформы прецизионных приборов блоков оптико-электронной аппаратуры для дистанционного зондирования Земли, что позволяет расширить функциональные возможности космического аппарата.

С другой стороной введение в состав модуля блока прецизионных приборов специальной платформы позволяет скомпоновать прецизионные приборы модуля полезной нагрузки на одном конструктивном элементе, разместив на одной стороне платформы модуля прецизионных приборов блоки оптико-электронной аппаратуры полезной нагрузки, а на другой - датчики астроориентации. Это в сочетании с креплением платформы прецизионных приборов на платформе модуля полезной нагрузки на шести основных стержнях и, по крайней мере, одном дополнительном стержне, крепление которого к платформе блока прецизионных приборов выполнено с обеспечением возможности устранения силовой связи между платформой модуля полезной нагрузки и платформой блока прецизионных приборов, позволяет преобразовать статически неопределимую систему стержней в статически определимую систему и, тем самым, свести к минимуму влияние тепловых деформаций конструкции в условиях космического полета на точность взаимной привязки блоков оптико-электронной аппаратуры и датчиков астроориентации.

Приемы, предложенные в заявляемом изобретении космического аппарата, позволяют не только расширить функциональные возможности космического аппарата и уменьшить отклонения положения прецизионных блоков относительно положения датчиков астроориентации, но и выполнить массовые ограничения на космический аппарат.

При выведении космического аппарата на орбиту крепление платформы прецизионных приборов на системе стержней позволяет воспринять минимум на семь точек распределенную по платформе блока прецизионных приборов инерционную нагрузку от блоков оптико-электронной аппаратуры и датчиков астроориентации. При этом крепление нижних концов стержней в двух основных и двух дополнительных опорных узлах на платформе модуля полезной нагрузки позволяет при этом с наименьшими затратами массы конструкции передать инерционную нагрузку в четырех точках от платформы блока прецизионных приборов к платформе модуля полезной нагрузки.

Соединение модуля полезной нагрузки с модулем служебных систем фермой с треугольной решеткой и промежуточными стойками также оптимально массе конструкции, что объясняется выполнением платформ модуля полезной нагрузки и корпуса модуля служебных систем в виде правильных восьмиугольников и наличием в корпусе модуля служебных систем продольных стоек. Нагрузка при этом от модуля служебных систем в восьми точках передается на верхние опорные узлы фермы, далее через нижние опорные узлы фермы на восемь продольных стек корпуса и через них на восемь узлов крепления к переходной ферме последней ступени ракеты-носителя.

При этом выполнение фермы с двумя дополнительными раскосами, расположенными внутри фермы, в сочетании с расположением мест расположения дополнительных опорных узлов над местами крепления верхних концов дополнительных раскосов фермы к платформе модуля полезной нагрузки и мест крепления основных опорных узлов над местами крепления верхних узлов фермы к платформе полезной нагрузки позволяет с минимальными затратами массы конструкции передать инерционную нагрузку от блока прецизионных приборов на ферму космического аппарата и далее на продольные стойки модуля служебных систем.

Размещение блоков бортовых служебных систем и блоков аппаратуры модуля полезной нагрузки на платформах соответствующих модулей космического аппарата, сокращая длину связей между блоками, позволяет уменьшить массу космического аппарата и, кроме того, уменьшить продольный габаритный размер космического аппарата.

Крепление радиатора-охладителя модуля полезной нагрузки на боковой панели корпуса, расположенной напротив боковой панели корпуса с солнечной батареей, расположение пролета фермы с одним из радиаторов-охладителей модуля полезной нагрузки и радиаторов-охладителей блока прецизионных приборов на стороне космического аппарата, противоположной боковой панели корпуса с панелью солнечной батареи, обеспечивает при ориентации платформ модуля полезной нагрузки и платформы прецизионных приборов на геостационарной орбите в подспутниковую точку ориентацию радиаторов-охладителей в северном направлении - в направлении, наиболее удобном для сброса тепла от радиаторов в космическое пространство.

Крепление радиаторов-охладителей модуля служебных систем и модуля полезной нагрузки на стержнях перед корпусом модуля служебных систем и перед четырьмя накрест расположенными пролетами фермы и размещение радиаторов-охладителей блока прецизионных приборов вдоль торца одной из сторон платформы блока прецизионных приборов перпендикулярно платформе обеспечивает «вынос» радиаторов-охладителей за пределы конструкции космического аппарата, исключая их затенение агрегатами и элементами конструкции космического аппарата и их взаимную облученность, повышает их эксплуатационные характеристики. Выполнение при этом радиатора-охладителя модуля служебных систем и радиаторов-охладителей модуля полезной нагрузки в виде удлиненных в поперечных направлениях форм, а радиаторов-охладителей блока прецизионных приборов - в виде удлиненных в продольном направлении форм позволяет разместить радиаторы-охладители большой площади в ограниченные габариты головного обтекателя с диаметром 4100…4300 мм.

Техническим результатом от использования изложенных приемов является расширение функциональных возможностей космического аппарата за счет разработки конструкции, обеспечивающей возможность размещения на борту как оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования Земли, так антенного комплекса ретрансляции и передачи данных в сочетании с ограничением на массу конструкции. Проектно-конструкторские проработки показывают возможность разработки космического аппарата для работы на геостационарной орбите, оснащенного полезной нагрузкой 400…600 кг с многоканальной оптико-электронной аппаратурой дистанционного зондирования Земли в сочетании с аппаратурой приема информации с наземных пунктов и их ретрансляции. При этом конструктивно-компоновочная схема аппарата обеспечивает возможность ограничить отклонение положения блоков оптико-электронной аппаратуры в условиях космического полета от положения каждого из астродатчиков величиной, меньшей 25 угловых секунд, при выполнении ограничения на общую массу космического аппарата на уровне 2000 кг.

В заявляемом решении радиаторы-охладители наиболее предпочтительно выполнить в виде снабженных тепловыми трубами панелей, что позволяет дополнительно уменьшить массу космического аппарата.

Каждый из радиаторов-охладителей модуля полезной нагрузки наиболее предпочтительно закрепить на пяти опорных площадках: первую из которых целесообразно стержнями закрепить на промежуточных стойках одного из пролетов фермы, вторую и третью - закрепить стрежнями к раскосам смежного пролета фермы, а остальные - одним стержнем к промежуточной стойке пролета и одним стержнем к раскосу смежного пролета фермы. Такое устройство узлов крепления радиаторов-охладителей модуля полезной нагрузки обеспечивает необходимую прочность и жесткость радиаторов-охладителей при действии внешних нагрузок. Кроме того, при выполнении радиаторов-охладителей в виде удлиненных в поперечном направлении форм, что уменьшает поперечные габариты космического аппарата, такое устройство узлов крепления радиаторов-охладителей позволяет распределить инерционную нагрузку от них на различные силовые элементы фермы, что уменьшает массу космического аппарата.

В соответствии с заявляемым решением блоки оптико-электронной аппаратуры могут быть снабжены радиаторами-охладителями, размещенными на боковых стенках блоков оптико-электронной аппаратуры. При этом блоки оптико-электронной аппаратуры целесообразно разместить между радиаторами-охладителями блока прецизионных приборов, что в дополнении к радиаторам модуля полезной нагрузки обеспечивает возможность охлаждения блоков оптико-электронной аппаратуры до температур от 80 до 100 K пассивными методами.

Кроме того, в заявляемом решении остронаправленные антенны модуля полезной нагрузки наиболее предпочтительно выполнить с обеспечением возможности раскладывания. При этом каждую из остронаправленных антенн в сложенном положении целесообразно закрепить на двух опорных площадках, установленных на поперечном элементе, концы которого стержнями могут быть соединены вблизи верхних концов продольных стоек модуля служебных систем и на промежуточных стойках фермы. Это уменьшает габариты космического аппарата, что позволяет разместить космический аппарата с двумя остронаправленными антеннами диаметром 1…1,3 м в сложенном положении в обтекателе с диаметром 4100…4200 мм.

Технической задачей, решаемой заявляемым модулем полезной нагрузки, является уменьшение отклонения положения блоков оптико-электронной аппаратуры в условиях космического полета от положения каждого из астродатчиков.

Заявляемым решением модуля полезной нагрузки техническая задача решается следующим образом.

В соответствии с заявляемым решением модуль полезной нагрузки включает платформу и блок прецизионных приборов. Блок прецизионных приборов содержит датчики астроориентации, блоки оптико-электронной аппаратуры и платформу, расположенную на удалении от платформы модуля. На одной стороне платформы блока прецизионных приборов закреплены блоки оптико-электронной аппаратуры, а на другой - датчики астроориентации.

В соответствии с заявляемым решением платформа модуля полезной нагрузки снабжена двумя основными и двумя дополнительными опорными узлами. Платформа блока прецизионных приборов закреплена на платформе модуля полезной нагрузки на двух группах стержней, первая из которых включает два основных и четыре дополнительных стержня, а вторая - четыре основных и два дополнительных стержня.

В заявляемом решении в каждом из дополнительных опорных узлов закреплен один основной стержень одной из групп. В одном из основных опорных узлов закреплены остальные стержни одной, а в другом - остальные стержни другой группы стержней.

В соответствии с заявляемым решением стержни соединениями «ухо-вилка» закреплены на платформе блока прецизионных приборов. При этом каждый из узлов соединения дополнительных стержней с платформой блока прецизионных приборов снабжен пирочекой. Шток пирочеки в зачекованном состоянии введен в отверстия проушин элементов «ухо-вилка», а в расчекованном состоянии выведен из отверстий проушин элементов соединения «ухо-вилка».

Размещение на одной стороне платформы блока прецизионных приборов блоков оптико-электронной аппаратуры, а на другой - датчиков астроориентации в сочетании с креплением платформы блока прецизионных приборов на платформе модуля полезной нагрузки на двух группах стержней, первая из которых включает два основных и четыре дополнительных стержня, а вторая - четыре основных и два дополнительных стержня, и наличием в каждом из узлов соединения дополнительных стержней с платформой блока прецизионных приборов пирочеки, шток которой в зачекованном состоянии введен в отверстия проушин элементов «ухо-вилка», а в расчекованном состоянии выведен из отверстий проушин элементов соединения «ухо-вилка», позволяет после завершения этапа выведения космического аппарата на целевую орбиту преобразовать систему крепления платформы блока прецизионных приборов в составе основных и дополнительных стержней из статически неопределимой системы в статически определимую систему. При этом воздействие внешних факторов, действующих на модуль полезной нагрузки в условиях космического полета, например, нагрева, не приводит к возникновению напряжений и деформаций в платформе блока прецизионных приборов, за счет чего уменьшаются отклонения положения блоков оптико-электронной аппаратуры от положения каждого из астродатчиков до 20…25 угловых секунд.

Кроме того, использование в креплении платформы блока прецизионных приборов шести основных и шести дополнительных стержней позволяет, оптимально распределив точки их крепления к платформе блока прецизионных приборов по ее внутренней поверхности, минимизировать изгибные деформации платформы на этапе выведения КА на орбиту, что в конечном итоге уменьшает массу платформы блока прецизионных приборов.

Размещение на платформе модуля полезной нагрузки двух основных и двух дополнительных опорных узлов и креплением нижних концов одного из основных стержней каждой из групп в одном из дополнительных опорных узлов, а нижних концов остальных стержней каждой группы в основных опорных узлах, позволяя передать инерционные нагрузки от блока прецизионных приборов на платформу модуля полезной нагрузки в ограниченном числе точек и, тем самым, минимизируя их влияние на платформу модуля полезной нагрузки, также уменьшает массу модуля служебных систем. Размещение пирочек в узлах соединений «ухо-вилка» в верхних концах дополнительных стержней сокращает при этом время сборки модуля полезной нагрузки.

Кроме того, в заявляемом решении платформу блока прецизионных приборов целесообразно снабдить верхним опорным узлом и соединить его со стержнем, закрепленным в дополнительном опорном узле, и с другим стержнем одноименной группы.

Помимо прочего в заявляемом решении платформу блока прецизионных приборов целесообразно снабдить верхним опорным узлом и соединить его с двумя стержнями разноименных групп.

Указанные схемы соединений пар стержней как одноименных, так и разноименных групп в одном верхнем опорном узле, позволяя обеспечить пересечение стержней в узле, разгружает платформу блока прецизионных приборов от локальных изгибающих моментов, что дополнительно уменьшает деформации платформы блока прецизионных приборов на участке выведения космического аппарата. Кроме того, использование одного верхнего опорного узла для крепления пары стержней уменьшает массу конструкции модуля полезной нагрузки.

В заявляемом решении стержни наиболее предпочтительно закрепить в основных и дополнительных опорных узлах платформы модуля полезной нагрузки соединениями «ухо-вилка».

Кроме того, платформу блока прецизионных приборов наиболее предпочтительно снабдить двумя радиаторами-охладителями, выполненными в виде снабженных тепловыми трубами сотопанелей, закрепленными на платформе блока прецизионных приборов. При этом платформу блока прецизионных приборов целесообразно выполнить в виде снабженной тепловыми трубами сотопанели, термически соединенной с радиаторами-охладителями блока прецизионных приборов. Это, обеспечивая стабилизацию температуры платформы блока прецизионных приборов и уменьшая градиенты температуры на платформе блока прецизионных приборов, уменьшает деформации платформы блока прецизионных приборов и дополнительно уменьшает отклонения положения блоков оптико-электронной аппаратуры в условиях космического полета от положения каждого из астродатчиков.

Техническим результатом использования заявляемого решения модуля полезной нагрузки является возможность обеспечения уменьшения отклонения положения блоков оптико-электронной аппаратуры в условиях космического полета от положения каждого из астродатчиков до 20 25 угловых секунд в сочетании с уменьшением массы модуля полезной нагрузки на 5…7%.

Технической задачей, решаемой заявляемым модулем служебных систем, является снижение массы конструкции модуля в сочетании с обеспечением возможности размещения на его борту 400…600 кг топлива и выполнения его с высотой, меньшей 0,8 м.

Техническая задача решается следующим образом.

Известный модуль служебных систем содержит корпус, внутри которого размещены блоки бортовой служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею, двигательную установку, включающую четыре блока двигателей ориентации и стабилизации, и средства крепления модуля с полезной нагрузкой и с переходной фермой последней ступени ракеты-носителя. В известном решении корпус модуля служебных систем выполнен в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки, концы которых соединены поперечными силовыми элементами. Пролеты между продольными стойками перекрыты боковыми панелями, закрепленными на продольных стойках и поперечных силовых элементах. Верхние концы продольных стоек выполнены с обеспечением возможности крепления модуля служебных систем к модулю полезной нагрузки.

В заявляемом модуле служебных систем новым является то, что нижние концы продольных стоек выполнены с обеспечением возможности крепления с переходной фермой ракеты-носителя. При этом продольные стойки выполнены с профилем в виде таврошвеллера и снабжены поперечными перемычками. Боковые панели корпуса закреплены на периферийных частях стенок продольных стоек. Нижнее основание корпуса перекрыто панелью основания, снабженной тепловыми трубами и закрепленной на кронштейнах, установленных в нижних частях продольных стоек.

В соответствии с заявляемым решением панель основания установлена с зазором относительно боковых панелей корпуса, а между кронштейнами продольных стоек и панелью основания размещены амортизаторы, при этом блоки бортовой служебной аппаратуры размещены на панели основания.

Кроме того, в заявляемом решении модуль служебных систем снабжен пилоном, выполненным в виде усеченной пирамиды; двумя выполненными в виде удлиненных в поперечном направлении панелями радиаторов-охладителей; панелью солнечной батареи, снабженной приводом. Двигательная установка заявляемого решения снабжена тремя сферическими топливными баками и шаром-баллоном со сжатым газом. Аккумуляторная батарея выполнена в форме моноблока.

В заявляемом решении модуля служебных систем, кроме того, новым является то, что на четырех накрест расположенных боковых панелях выполнены круговые вырезы. В вырезы указанных панелей помещены с частичным заглублением внутрь корпуса и закреплены на боковых панелях топливные баки и шар-баллон со сжатым газом, причем указанный пилон закреплен своим большим основанием на боковой панели корпуса с охватом шара-баллона со сжатым газом.

На первой из других четырех накрест лежащих боковых панелей корпуса в соответствии с заявляемым решением закреплен привод панели солнечной батареи, перед второй - закреплена аккумуляторная батарея, а перед третьей - на небольшом удалении от нее на трех продольных планках стержнями, закрепленными вблизи концов продольных стоек корпуса, установлены радиаторы-охладители.

Упомянутые блоки двигателей ориентации и стабилизации в соответствии с заявляемым решением размещены на топливных баках и на меньшем основании упомянутого пилона.

Выполнение корпуса модуля в виде сочетания продольных стоек, выполненных с профилем в виде таврошвеллера и снабженных поперечными перемычками, и боковых панелей, закрепленных на верхних и нижних поперечных силовых элементах и периферийных частях стенок профилей продольных стоек, позволяет разработать конструкцию корпуса с большой несущей способностью.

В частности выполнение продольных стоек корпуса с профилем в виде таврошвеллера с поперечными перемычками, повышая критические сжимающие напряжения полок профиля и, тем самым, повышая несущую способность стоек корпуса, позволяет напрямую передать инерционные нагрузки от полезной нагрузки модуля на переходную ферму последней ступени ракеты-носителя, что уменьшает массу конструкции модуля.

Крепление на четырех накрест расположенных боковых панелях пилона, выполненного в виде усеченной пирамиды, с частичным заглублением внутрь корпуса трех сферических топливных баков позволяет не только обеспечить крепление этих элементов на корпусе с минимальными затратами массы конструкции, но и дополнительно повысить несущую способность корпуса за счет включения в восприятие нагрузок пилона и топливных баков как силовых элементов корпуса.

Кроме того, предложенная силовая схема корпуса модуля служебных систем позволяет с минимальными затратами массы перекрыть нижнее основание корпуса снабженной тепловыми трубами панелью основания, закрепив ее на кронштейнах, установленных в нижних частях продольных стоек. Размещение блоков бортовой служебной аппаратуры на панели основания в центре модуля уменьшает массу бортовой кабельной сети. Расположение панели основания с блоками бортовой служебной аппаратуры с зазором относительно боковых панелей корпуса в сочетании с размещением между панелью основания и кронштейнами продольных стоек амортизаторов, снижая минимум на порядок ударные нагрузки на блоки бортовой служебной аппаратуры от устройств разделения модуля от последней ступени ракеты-носителя и, тем самым, качественно улучшая условия для ее функционирования, уменьшает массу бортовых служебных систем. Кроме того, размещение блоков бортовой служебной аппаратуры на панели основания, устанавливаемой с зазором относительно боковых панелей корпуса, сокращает время сборки модуля служебных систем и время проведения электрических испытаний.

Верхние и нижние узлы каркаса корпуса, сформированные соответственно верхними и нижними поперечными силовыми элементами и концами продольных стоек, и поперечные перемычки продольных стоек дают возможность создания в конструкции системы разнесенных в продольном и поперечном направлениях опорных элементов, удобных для восприятия силовым каркасом корпуса сосредоточенных нагрузок от агрегатов, расположенных вне корпуса модуля. Например, это позволяет перед одной из боковых панелей корпуса разместить панели радиаторов-охладителей на продольных планках, соединенных стрежнями с корпусом вблизи концов продольных стоек.

Предложенная схема корпуса позволяет закрепить на одной из боковых панелей корпуса массивный моноблок аккумуляторной батареи, а на других боковых панелях - привод панели с солнечной батареей и шар-баллон со сжатым газом.

Приемлемое сочетание заданной высоты модуля и возможности размещение на борту модуля 400…600 кг топлива достигается при этом за счет использования в двигательной установке трех сферических топливных баков, что позволяет уменьшить диаметр каждого из баков и, как следствие, уменьшить высоту корпуса модуля служебных систем. Размещение топливных баков и сферического шара-баллона с частичным заглублением их внутрь корпуса, расположение пилона с охватом шар-баллона позволяет расположить на топливных баках и верхнем основании пилона блоки двигателей ориентации и стабилизации, обеспечив выполнение модуля с высотой, меньшей 800 мм. Достижению этого результата способствует и выполнение радиаторов-охладителей в виде панелей, закрепленных на стержнях изолированно от корпуса. Высота панелей радиаторов-охладителей в этом случае определяется только энерговыделением бортовой служебной аппаратуры и не связана с высотой модуля служебных систем.

Расположение блоков двигателей ориентации и стабилизации на топливных баках и верхнем основании пилона на значительном удалении от центра масс космического аппарата и от продольной оси модуля, увеличивая управляющие моменты от двигателей, позволяет дополнительно снизить массу модуля за счет уменьшения расхода топлива.

Техническим результатом, достигаемым заявляемым изобретением модуля служебных систем, является снижение массы конструкции модуля на 5…7 процентов в сочетании с возможностью размещения на его борту 400…600 кг топлива и выполнения модуля с высотой, меньшей 800 мм.

Кроме того, в заявляемом решении, по крайней мере, одна боковая панель корпуса может быть снабжена продольными и, по крайней мере, одним поперечным ребром. Помимо этого, по крайней мере, одна из боковых панелей корпуса может быть выполнена с продольными зигами. Выполнение боковых панелей в оребренном виде или с продольными зигами, повышая несущую способность боковых панелей корпуса, позволяет дополнительно уменьшить массу конструкции модуля служебных систем при креплении к боковым панелям корпуса массивных агрегатов, например аккумуляторной батареи или панели солнечной батареи с приводом.

При использовании модуля служебных систем в космических аппаратах панель солнечной батареи наиболее предпочтительно выполнить с возможностью раскладывания. При этом модуль служебных систем дополнительно может быть снабжен средствами крепления панели солнечной батареи в сложенном положении к корпусу, которые могут быть выполнены в виде двух плоских опор, закрепленных на трехстержневых фермах, что позволяет разместить в транспортном положении под головным обтекателем у корпуса модуля служебных систем солнечную батарею площадью 10…12 кв. м. Первый и второй стержни каждой из указанных ферм при этом могут быть закреплены вблизи верхних концов продольных стоек корпуса, а третий - на поперечной перемычке одной из продольных стоек корпуса, что позволяет оптимальным образом передать на силовой каркас корпуса инерционные нагрузки от солнечной батареи и за счет этого дополнительно снизить массу конструкции модуля.

Частичное размещение привода панели солнечной батареи во внутреннем объеме корпуса позволяет уменьшить длину стержней указанных ферм, что также снижает массу конструкции модуля и его поперечные габариты.

Помимо прочего, модуль служебных систем может быть снабжен, по крайней мере, одной платой с разъемами, выполненными с обеспечением возможности электрической связи с аппаратурой модуля полезной нагрузки, что расширяет функциональные возможности модуля за счет интеграции бортовых систем модуля с аппаратурой модуля полезной нагрузки. Плату с разъемами наиболее предпочтительно закрепить на первых стержнях трехстержневой фермы средства крепления панели солнечной батареи в сложенном положении к корпусу модуля, что уменьшает время сборки и электрических испытаний модуля служебных систем и дополнительно позволяет уменьшить массу конструкции модуля.

В соответствии с заявляемым решением вдоль поясов профилей продольных стоек корпуса пропущены продольные отбортовки, что, повышая жесткость и устойчивость продольных стоек, также уменьшает массу модуля служебных систем.

Заявляемая группа изобретений иллюстрируется следующими материалами:

фиг. 1 - космический аппарат в аксонометрии (остронаправленные антенны в разложенном положении);

фиг. 2 - космический аппарат, вид сверху (остронаправленные антенны в разложенном положении);

фиг. 3 - космический аппарат, вид сбоку, остронаправленные антенны в сложенном положении (вид Ф с фиг. 2);

фиг. 4 - укрупненный вид узла крепления остронаправленной антенны в сложенном положении, вид сбоку (выноска I с фиг. 3);

фиг. 5 - элементы крепления остронаправленной антенны в сложенном положении в аксонометрии;

фиг. 6 - космический аппарат, вид сбоку (вид Ч с фиг. 2);

фиг. 7 - узел соединения фермы с модулем полезной нагрузки, радиаторы-охладители модуля полезной нагрузки и остронаправленные антенны условно не показаны (разрез Ц-Ц с фиг. 6);

фиг. 8 - схема силового каркаса фермы и модуля полезной нагрузки в аксонометрии;

фиг. 9 - схема узла соединения фермы и модуля полезной нагрузки (разрез Ш-Ш с фиг. 7);

фиг. 10 - схема узла соединения фермы и модуля полезной нагрузки (разрез Щ-Щ с фиг. 7);

фиг. 11 - ферма в аксонометрии, дополнительные раскосы условно не показаны;

фиг. 12 - ферма, вид сверху (вид Э с фиг. 11);

фиг. 13 - схема узла крепления панели радиатора-охладителя модуля полезной нагрузки к ферме в аксонометрии (панель радиатора-охладителя условно не показана);

фиг. 14 - общий вид модуля служебных систем в аксонометрии;

фиг. 15 - модуль служебных систем, вид в плане (вид А с фиг. 14);

фиг. 16 - модуль служебных систем, вид снизу (вид Б с фиг. 14);

фиг. 17 - элементы крепления радиаторов-охладителей модуля служебных систем в аксонометрии;

фиг. 18 - корпус модуля служебных систем в аксонометрии (некоторые элементы, размещенные на боковых панелях корпуса, условно не показаны);

фиг. 19 - силовой каркас корпуса модуля служебных систем в аксонометрии;

фиг. 20 - поперечное сечение продольной стойки корпуса (сечение В-В с фиг. 19);

фиг. 21 - продольное сечение стойки корпуса (сечение Г-Г с фиг. 19);

фиг. 22 - узел крепления панели основания к продольной стойке в аксонометрии;

фиг. 23 - пилон, вид в аксонометрии;

фиг. 24 - узел крепления топливного бака к боковой панели корпуса (вид в аксонометрии);

фиг. 25 - боковая панель корпуса с приводом панели солнечной батареи (разрез Д-Д с фиг. 15)

фиг. 26 - боковая панель корпуса (фрагмент разреза Е-Е с фиг. 15);

фиг. 27 - модуль служебных систем, панель солнечной батареи сложена (вид Ж с фиг. 15).

фиг. 28 - модуль полезной нагрузки в аксонометрии (остронаправленные антенны в сложенном положении);

фиг. 29 - модуль полезной нагрузки, вид сверху, остронаправленные антенны в сложенном положении (вид Н с фиг. 28);

фиг. 30 - модуль полезной нагрузки, вид сбоку, остронаправленные антенны в сложенном положении (вид Т с фиг. 29);

фиг. 31 - модуль полезной нагрузки, вид сбоку, остронаправленные антенны в сложенном положении (вид У с фиг. 29);

фиг. 32 - блок прецизионных приборов в аксонометрии, вид сверху;

фиг. 33 - блок прецизионных приборов в аксонометрии, вид снизу;

фиг. 34 - система стержней крепления блока прецизионных приборов к платформе модуля полезной нагрузки в аксонометрии;

фиг. 35 - система стержней крепления блока прецизионных приборов к платформе модуля полезной нагрузки в аксонометрии (дополнительные стержни условно не показаны);

фиг. 36 - система стержней крепления блока прецизионных приборов к платформе модуля полезной нагрузки, вид сверху (вид О с фиг. 34);

фиг. 37 - узел крепления верхнего конца дополнительного стержня к платформе блока прецизионных приборов (разрез Р-Р с фиг. 36);

фиг. 38 - узел крепления нижнего конца дополнительного стержня к платформе модуля полезной нагрузки (разрез П-П с фиг. 36).

фиг. 39 - узел крепления первого радиатора-охладителя к платформе блока прецизионных приборов в аксонометрии;

фиг. 40 - узел крепления второго радиатора-охладителя к платформе блока прецизионных приборов в аксонометрии.

Без ограничения общности при последующем изложении условимся термины «выше», «ниже», «сверху», «снизу», «верхний конец», «нижний конец», «верхняя сторона», «нижняя сторона» трактовать в соответствии с расположением элементов относительно положительного направления продольной оси 101 космического аппарата (ось X, фиг. 1, 3, 5). Терминами «внешний», «наружный», «внутренний» условимся обозначать элементы, расположенные в поперечной плоскости, дальше или ближе от продольной оси 101 в радиальном направлении. Термином «вертикальный» условимся обозначать элементы, расположенные в пространстве в направлении, близком к параллельному продольной оси 101 космического аппарата.

Заявляемый модуль служебных систем устроен следующим образом.

Модуль служебных систем 100 (см. фиг. 14-18), как и ближайший аналог, содержит корпус, размещенные внутри корпуса блоки 1 бортовой служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею 2, двигательную установку, включающую четыре блока 4 двигателей ориентации и стабилизации, средства крепления модуля с полезной нагрузкой и средства крепления модуля с переходной фермой последней ступени ракеты-носителя.

В соответствии с заявляемым решением, модуль служебных систем дополнительно содержит пилон 5, два радиатора-охладителя 6, установленную на приводе 7 с возможностью поворота панель 8 солнечной батареи и шар-баллон со сжатым газом 11.

Корпус (см. фиг. 18, 19) модуля служебных систем составлен из продольных стоек 16 и поперечных силовых элементов: верхних поперечных силовых элементов 17, составляющих верхний пояс силового каркаса корпуса, и нижних - 18, составляющих нижний пояс силового каркаса корпуса. Пространственно корпус модуля служебных систем выполнен в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки 16, а вдоль сторон оснований пропущены верхние 17 и нижние 18 поперечные силовые элементы.

В соответствии с заявляемым решением продольные стойки 16 корпуса выполнены с профилем в виде таврошвеллера (см. фиг. 20): профиль продольных стоек составлен из стенки, содержащей центральную 37 и периферийные 38 части, и пояса 39. Периферийные 38 части стенки профиля каждой из продольных стоек расположены под тупым углом к центральной части стенки профиля. Кроме того, каждая из продольных стоек 16 корпуса снабжена поперечной перемычкой 19 (см. фиг. 21), соединенной с поясами 39 и центральной 37 частью профиля стойки и вдоль вертикали размещенной вблизи половины высоты стойки. Кроме того, вдоль поясов профилей продольных стоек корпуса могут быть пропущены продольные отбортовки 40 (см. фиг. 20).

Как и в ближайшем аналоге, на верхних концах продольных стоек корпуса размещены места 20 крепления модуля служебных систем к полезной нагрузке. На нижних концах продольных стоек корпуса в соответствии с заявляемым решением размещены места 21 крепления модуля служебных систем к переходной ферме ракеты-носителя.

Поперечные силовые элементы 17, 18 наиболее предпочтительно выполнить с профилем в форме уголка.

Пролеты между продольными стойками 16 корпуса перекрыты, как и в ближайшем аналоге, боковыми панелями 23-27, закрепленными на периферийных частях 38 стенок продольных стоек 16 и на поперечных силовых элементах 17, 18.

В отличие от ближайшего аналога, нижнее основание корпуса перекрыто панелью основания 28, которая выполнена в виде снабженной тепловыми трубами трехслойной сотопанели. В отличие от ближайшего аналога блоки 1 бортовой служебной аппаратуры - бортового комплекса управления, командно-измерительной и телеметрической систем и других систем, необходимых для обеспечения работы космического аппарата, размещены внутри корпуса на панели 28 основания корпуса. В соответствии с заявляемым решением панель основания 28 модуля служебных систем расположена с зазором δ (см. фиг. 16) относительно боковых панелей 23-27 корпуса и закреплена на кронштейнах 22, размещенных в нижних частях продольных стоек 16 (см. фиг. 19, 22).

В соответствии с заявляемым решением места крепления панели 28 основания корпуса к продольным стойкам 16 снабжены амортизаторами 36 - устройствами защиты блоков бортовой служебной аппаратуры 1 модуля служебных систем от ударных нагрузок при отделении модуля служебных систем с космическим аппаратом от последней ступени ракеты носителя и для гашения вибраций, возникающих при работе двигательных установок ракеты-носителя. Амортизаторы 36 размещены между фитингами 22 продольных стоек и панелью 28 основания, как показано на фиг. 22. Амортизаторы могут быть устроены, например, в соответствии с авторским свидетельством СССР 1737184, патентами РФ №2411404, 2499924.

Упомянутый выше пилон 5 (см. фиг. 15, 16, 18, 23) выполнен в виде усеченной пирамиды с основанием в форме прямоугольника. Каркас пилона может быть выполнен из уголкового профиля, а боковые стороны частично зашиты листовым материалом из сплава на основе алюминия.

Упомянутые радиаторы-охладители 6 выполнены в виде снабженных тепловыми трубами панелей, удлиненных в поперечном направлении (см. фиг. 3). Радиаторы-охладители 6 с использованием известных конструктивных элементов, например коллекторных тепловых труб, термически соединены с панелью основания 28 и выполнены с возможностью отвода тепла от блоков 1 бортовой служебной аппаратуры, размещенной внутри корпуса на панели основания 28.

Упомянутая панель солнечной батареи снабжена приводом 7, закрепленным на корпусе модуля служебных систем и выполненным с возможностью поворота панели 8 солнечной батареи. Корпус привода 7 солнечной батареи наиболее предпочтительно выполнить в форме цилиндра.

В соответствии с заявляемым решением двигательная установка модуля служебных систем снабжена тремя сферическими топливными баками 3 (см. фиг. 15, 16, 18).

В соответствии с заявляемым решением аккумуляторная батарея 2 выполнена в виде моноблока (см. фиг. 16). Перед наружной стороной моноблока целесообразно разместить дополнительный радиатор-охладитель 12. Дополнительный радиатор-охладитель 12 может быть выполнен в виде снабженной тепловыми трубами сотопанели с габаритами, близкими габаритам моноблока аккумуляторной батареи 2. Дополнительный радиатор-охладитель 12 термически соединен с аккумуляторной батареей с обеспечением возможности отвода тепла, выделяемого при работе аккумуляторной батареи, что может быть выполнено с использованием коллекторных тепловых труб.

На четырех накрест расположенных боковых панелях 23 корпуса (см. фиг. 14-16, 18) выполнены круговые вырезы, в которых помещены с частичным заглублением внутрь корпуса три сферических топливных бака 3 и шар-баллон 11 со сжатым газом. Топливные баки 3 и шар-баллон 11 со сжатым газом закреплены на боковых панелях 23: топливные баки с использованием фитингов 29 (см. фиг. 24), а шар-баллон со сжатым газом с использованием стяжных лент (см. фиг. 23). Указанный пилон 5 закреплен своим большим основанием на боковой панели 23 корпуса, на которой закреплен шар-баллон 11 со сжатым газом, с охватом шара-баллона 11 со сжатым газом, как показано на фиг. 23.

В соответствии с заявляемым решением на первой 24 из четырех других накрест лежащих боковых панелей корпуса закреплен привод 7 панели солнечной батареи, перед второй 25 - на корпусе закреплена аккумуляторная батарея 2, а перед третьей 26 - на корпусе закреплены панели радиаторов-охладителей 6.

Боковая панель 24 корпуса снабжена отверстием, через который цилиндрический корпус привода 7 панели солнечной батареи частично введен во внутренний объем корпуса модуля (см. фиг. 15). При этом с внешней стороны корпус привода 7 панели 8 солнечной батареи закреплен на наружной стороне боковой панели 24 разъемным соединением. Боковую панель 24 корпуса, на которой закреплен привод 7 панели солнечной батареи, целесообразно снабдить продольными ребрами, протянутыми от нижнего силового поперечного элемента 18 к верхнему 17, и, по крайней мере, одним поперечным ребром, протянутым вдоль боковой панели 24 от одной продольной стойки 16 до другой (см. фиг. 18). Как и поперечные перемычки 19 продольных стоек, поперечное ребро боковой панели 24 корпуса наиболее предпочтительно расположить вдоль вертикали на высоте, близкой половине высоты стек.

Аккумуляторная батарея 2 с закрепленным перед ее наружной стороной дополнительным радиатором-охладителем 12 закреплена на корпусе перед боковой панелью 25 корпуса.

Радиаторы-охладители 6 (см. фиг. 3, 17) расположены перед боковой панелью 26 на некотором удалении от нее и закреплены корпусе на продольных планках: двух периферийных планках 13 и средней 14. Нижние концы периферийных 13 планок стержнями 15 закреплены на нижнем поперечном элементе 18 вблизи нижних концов продольных стоек 16. Верхние концы как периферийных 13, так и средней 14 продольных планок стержнями 30 закреплены на верхнем 17 поперечном элементе 18 вблизи верхних концов продольных стоек 16. Кроме того, средние части периферийных продольных планок 13 дополнительно подкреплены стержнями 31, которые закреплены вблизи верхних концов продольных стоек 16.

При установке на внешних сторонах боковых панелей 25-27 корпуса элементов значительных масс боковые панели могут быть выполнены с продольными зигами (см. фиг. 18, 26, 27): боковые панели корпуса выполняются на большей части площади гофрированными, что повышает несущие характеристики боковых панелей.

При использовании модуля в составе значительного по массе и по энергопотреблению космического аппарата панель 8 солнечной батареи целесообразно выполнить из нескольких секций с возможностью раскладывания после выведения космического аппарата на ОИСЗ. Для обеспечения крепления секций панели солнечной батареи значительной площади в сложенном положении под головным обтекателем ракеты-носителя при выведении космического аппарата на ОИСЗ модуль служебных систем целесообразно снабдить средствами крепления секций панели солнечной батареи к корпусу модуля, выполненными из двух опор 32. Каждая из опор 32 может быть закреплена на трехстержневой ферме (см. фиг. 18, 25, 26, 27), первый и второй стержни 33 которой закреплены вблизи верхних концов продольных стоек 16, а третий стрежень 34 - на поперечной перемычке 19 одной из стоек 16.

В наиболее предпочтительном выполнении модуль служебных систем целесообразно снабдить, по крайней мере, одной платой 35 с разъемами, выполненными с обеспечением возможности электрической связи с аппаратурой полезной нагрузки. При этом плату 35 с разъемами наиболее целесообразно расположить на первом и втором стержнях 33 трехстержневой фермы с опорой 32 средства крепления секций панели солнечной батареи к корпусу модуля (см. фиг. 14, 15, 25, 26).

Кроме указанных элементов, модуль служебных систем может быть дополнительно снабжен вспомогательными топливными баками 9, 10, один из которых - 9. может быть размещен на пилоне 5, а другой - 10. на боковой панели корпуса.

Проектно-конструкторские проработки показывают возможность создания модуля с обеспечением размещения на его борту 400…600 кг топлива, выполнения его корпуса с высотой (Н, см. фиг. 13) 700 мм, поперечным габаритным размером (S, см. фиг. 3) 3720 мм в сочетании с уменьшением массы конструкции модуля на 5…7 процентов.

Заявляемый модуль полезной нагрузки 200 устроен следующим образом.

Модуль полезной нагрузки 200 (см. фиг. 28-40) содержит платформу 201 модуля и блок прецизионных приборов. Блок прецизионных приборов включает платформу 202 блока, датчики астроориентации 203 и блоки оптико-электронной аппаратуры 204. Платформа 202 блока прецизионных приборов и платформа 201 модуля полезной нагрузки расположены на удалении друг от друга, наиболее предпочтительно расположить платформу 202 блока прецизионных приборов параллельно платформе 201 модуля полезной нагрузки. Платформа 202 блока прецизионных приборов и платформа 201 модуля полезной нагрузки выполнены в виде снабженных тепловыми трубами сотопанелей. Датчики астроориентации 203 и блоки оптико-электронной аппаратуры 204 закреплены на платформе 202 блока прецизионных приборов, причем на одной стороне платформы блока прецизионных приборов 202 закреплены блоки оптико-электронной аппаратуры 204, а на другой - датчики астроориентации 203.

Платформа 202 блока прецизионных приборов закреплена на платформе 201 модуля полезной нагрузки на двух группах стержней (см. фиг. 34-36), первая из которых содержит два основных 205, 206 и четыре дополнительных 211-214 стержня, а вторая - четыре основных 207-210 и два дополнительных 215, 216 стержня.

В соответствии с заявляемым решением модуль полезной нагрузки снабжен двумя основными 217, 218 и двумя дополнительными 219, 220 опорными узлами, размещенными на платформе модуля полезной нагрузки. Кроме того, модуль полезной нагрузки снабжен верхними опорными узлами 227, 228, 229, расположенными на платформе 202 блока прецизионных приборов.

Как основные, так и дополнительные стержни модуля полезной нагрузки закреплены на платформе 201 модуля полезной нагрузки и на платформе 202 блока прецизионных приборов узлами соединений «ухо-вилка». При этом, как показано на фиг. 34, концы основных 205-210 и дополнительных 211-216 стержней могут быть выполнены в виде элемента «вилка», а элементом «ухо» снабжены основные 217, 218 и дополнительные 219, 220 опорные узлы, размещенные на платформе блока полезной нагрузки, и верхние опорные узлы 227, 228, 229, размещенные на платформе блока прецизионных приборов.

Верхние концы стержней 205-216 закреплены на платформе блока прецизионных приборов в верхних опорных узлах 227, 228, 229.

В соответствии с заявляемым решением в каждом из дополнительных 219, 220 опорных узлов закреплен один основной стержень одной из групп: как показано на фиг. 34 в дополнительном опорном узле 219 закреплен нижний конец основного стержня 205 первой группы стержней, а в дополнительном опорном узле 220 - нижний конец основного стержня 207 второй группы. В одном из основных опорных узлов закреплены остальные стержни одной, а в другом - остальные стержни другой группы стержней: как показано на фиг. 34 в основном опорном узле 217 закреплены нижние концы стержней 206, 211-214 первой группы, а в основном опорном узле 218 - стержни 208-210, 215, 216 второй группы.

Платформу блока прецизионных приборов целесообразно снабдить верхним опорным узлом 217 и соединить его со стержнем, закрепленным в дополнительном опорном узле, и с другим стержнем одноименной группы. В наиболее предпочтительном варианте выполнения модуль полезной нагрузки снабжен, как показано на фиг. 34, двумя верхними опорными узлами 217, соединенными с основными стержнями 205, 207, закрепленными в дополнительных опорных узлах 219, 220, и со стержнями 206, 215, закрепленными в основных опорных узлах 217, 218.

Нижние концы остальных стрежней первой группы 206, 211-214 закреплены в одном основном опорном узле 217, а нижние концы остальных стержней 208-210, 215, 216 второй группы - в другом основном опорном узле 218. В наиболее предпочтительном варианте выполнения модуля служебных систем платформу блока прецизионных приборов целесообразно снабдить верхним опорным узлом 228, в котором верхний конец одного стержня первой группы, например, дополнительного стержня 213 первой группы, соединить с верхним концом одного из стержней другой группы, например, с верхним концом основного стержня 208 второй группы.

В соответствии с заявляемым решением соединения «ухо-вилка» узла крепления верхних концов дополнительных стержней 211-216 первой и второй групп стержней к платформе 202 прецизионных приборов снабжены пирочеками 221 (см., например, В.В. Ефанов, Конструкция и расчет систем и устройств разделения космических аппаратов, изд. МАИ, М., 2015, стр. 22-24, рис. 3.6). При этом шток 222 каждой пирочеки 221 в зачекованном состоянии введен в отверстия проушины 223 элемента «ухо» и проушин 224 элемента «вилка» (см. фиг. 37), а в расчекованном состоянии - выведен из отверстий проушин элементов соединения «ухо-вилка».

Узлы соединения основных стержней модуля с платформой модуля полезной нагрузки и платформой блока прецизионных приборов и узлы соединения дополнительных стержней с платформой модуля полезной нагрузки наиболее предпочтительно выполнить в виде широко известных соединений «ухо-вилка» с использованием в качестве замыкающего элемента 225 болтового соединения (см. фиг. 38), см., например, В.Н. Майнсков, Расчет и проектирования соединений «ухо-вилка», Самара, 2011.

Указанный прием крепления основных и дополнительных стержней позволяет выполнить систему основных и дополнительных стержней в виде статически неопределимой системы, обеспечивающей возможность восприятия значительных инерционных нагрузок от блока прецизионных приборов на этапе выведения космического аппарата, воспринимаемых как основными, так и дополнительными стержнями.

После завершения этапа вывода космического аппарата на целевую орбиту и выполнения выведения из отверстий проушин элементов соединения «ухо-вилка» штоков пирочек дополнительных стержней силовые связи между платформой модуля полезной нагрузки и платформой блока прецизионных приборов, обеспечиваемые дополнительными стержнями, устраняются. За счет оставшихся силовых связей, обеспечиваемых шестью основными стержнями, система становится статически определимой (см. фиг. 35, на котором дополнительные стержни условно не показаны). При этом воздействие внешних факторов в условиях космического полета, например, нагрева, не приводит к возникновению напряжений и деформаций в платформе блока прецизионных приборов. С другой стороны силы трения между замыкающими элементами и проушинами, между проушинами элементов «ухо» и «вилка» в узлах соединений дополнительных стержней с платформой модуля полезной нагрузки не позволяют дополнительным стержням изменить положение относительно смежных элементов конструкции после разрыва силовой связи дополнительных стержней с платформой блока прецизионных приборов.

Кроме указанных элементов модуль полезной нагрузки может быть снабжен антеннами радиосвязи. На платформе модуля полезной нагрузки могут быть установлены две остронаправленные антенны 231, снабженные приводами 239, направленные 232 и малонаправленными 233 антенны. На платформе блока прецизионных приборов могут быть установлены направленные антенны 234 и, кроме того, на платформе блока прецизионных приборов могут быть установлены радиаторы-охладители 235, 236, термически соединенные с использованием коллекторных тепловых труб с платформой блока прецизионных приборов.

На платформе блока прецизионных приборов, кроме датчиков астроориентации и блоков оптико-электронной аппаратуры полезной нагрузки, может быть установлен и прецизионный гироскопический измеритель угловой скорости 226, к точности положения которого относительно датчиков астроориентации и блоков оптико-электронной аппаратуры предъявляются тоже высокие требования.

В наиболее предпочтительном варианте выполнения модуля полезной нагрузки радиаторы-охладители 235, 236 блока прецизионных приборов могут быть установлены перпендикулярно платформе 202 блока прецизионных приборов и закреплены на ней с использованием стержней 237 (см. фиг. 40) или стержней 237 и кронштейна 238 (см. фиг. 39).

Заявляемый космический аппарат устроен следующим образом.

В соответствии с заявляемым решением космический аппарат содержит соединенные друг с другом модуль служебных систем 100, модуль полезной нагрузки 200 и ферму 300 (см. фиг. 1, 6, 14, 28).

Наиболее предпочтительно модули служебных систем и полезной нагрузки космического аппарата выполнить в соответствии с заявляемыми в данной заявке техническими решениями этих модулей.

Модуль служебных систем 100 включает корпус (см. фиг. 6, 18), выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки 16. Концы продольных стоек 16 соединены поперечными силовыми элементами 17, 18. Нижнее основание корпуса перекрыто восьмиугольной платформой 28 (см. фиг. 16), выполненной в виде панели, снабженной тепловыми трубами. Внутри корпуса на указанной платформе 28 размещены блоки 1 бортовых систем модуля служебных систем (см. фиг. 15).

Пролеты между продольными стойками 16 корпуса модуля служебных систем перекрыты боковыми панелями. На одной из боковых панелей 24 корпуса закреплена панель 8 солнечной батареи с приводом 7. Перед боковой панелью 26 корпуса, расположенной напротив боковой панели 24 с солнечной батареей, размещен радиатор-охладитель 6. В наиболее предпочтительном варианте выполнения модуля служебных систем радиатор-охладитель 6 модуля служебных систем наиболее предпочтительно выполнить в виде двух снабженных тепловыми трубами панелей одинаковых габаритов, удлиненных в поперечном направлении.

Модуль полезной нагрузки 200 (см. фиг. 1-3, 6, 7) содержит платформу 201, выполненную в виде снабженной тепловыми трубами панели в форме правильного восьмиугольника. На внутренней стороне платформы 201 закреплены блоки 230 бортовой аппаратуры полезной нагрузки, включающие блоки системы сбора данных и блоки радиокомплекса, а на наружной стороне - антенны радиокомплекса, включая две остронаправленные антенны 231 с приводами 239, направленные антенны 232 и малонаправленные антенны 233.

Кроме указанных элементов модуль полезной нагрузки 200 содержит четыре радиатора-охладителя 306 и блок прецизионных приборов.

Блок прецизионных приборов (см. фиг. 32, 33) содержит платформу 202, выполненную в виде снабженной тепловыми трубами панели. Площадь платформы блока прецизионных приборов выбрана меньшей площади платформы 201 модуля полезной нагрузки. Платформа 202 блока прецизионных приборов может быть выполнена в форме многоугольника, например, как показано на фиг. 2, 8, 32, 33, в форме, близкой к форме трапеции.

В соответствии с заявляемым решением платформа 202 блока прецизионных приборов установлена с навесом над периферийной частью платформы 201 модуля полезной нагрузки: торец платформы 202 блока прецизионных приборов отнесен от продольной оси 101 космического аппарата на расстояние, превышающее удаление торца платформы 201 модуля полезной нагрузки от продольной оси космического аппарата на величину а, как показано, например, на фиг. 10.

На платформе 202 блока прецизионных приборов установлены блоки и датчики, к точности взаимного положения которых предъявляются повышенные требования. На наружной стороне платформы 202 блока прецизионных приборов, обращенной на геостационарной орбите в подспутниковую точку, закреплены блоки 204 оптико-электронной аппаратуры, а на внутренней - датчики астроориентации 202. Кроме того, на платформе блока прецизионных приборов может быть установлен гироскопический измеритель вектора угловой скорости 226.

Кроме указанных элементов на платформе 202 блока прецизионных приборов, как дополнение к направленным антеннам 231-233, установленным на платформе модуля полезной нагрузки, могут быть установлены дополнительные направленные антенны 234. Кроме того, блок прецизионных приборов снабжен двумя радиаторами-охладителями 235, 236, закрепленными вдоль торца одной из сторон платформы блока прецизионных приборов перпендикулярно платформе (см. фиг. 2, 3, 32, 33). Радиаторы-охладители 235, 236 наиболее предпочтительно выполнить в виде двух прямоугольных панелей, удлиненных в продольном направлении, и закрепить на кронштейнах и стержнях на платформе блока прецизионных приборов (см. фиг. 28, 31). Наиболее предпочтительно вдоль того же торца платформы между радиаторами-охладителями 235, 236 расположить блоки 204 оптико-электронной аппаратуры.

Платформа 202 прецизионных приборов установлена над платформой 201 модуля полезной нагрузки на шести основных 205-210 и, по крайней мере, одном дополнительном стержне. В общем случае число дополнительных стержней в конструкции космического аппарата зависит от площади платформы 202 блока прецизионных приборов, массы блоков оптико-электронной аппаратуры 204, астродатчиков 203, других блоков и элементов, устанавливаемых на платформе блока прецизионных приборов, и других факторов, и может быть определено исходя из нагрузок на этапе выведения космического аппарата на орбиту с использованием известных методов расчета на прочность. В наиболее предпочтительном варианте выполнения космического аппарата при массе полезной нагрузки 400…600 кг, например, система стержней может включать шесть основных 205-210 и шесть дополнительных стержней 211-216, как показано на фиг. 34, 36.

Нижние концы стержней закреплены на платформе 201 модуля полезной нагрузки в двух основных 217, 218 и в двух дополнительных опорных 219, 220 узлах.

В соответствии с заявляемым решением узлы соединения верхних концов дополнительных стержней 211-216 закреплены на платформе блока прецизионных приборов с обеспечением возможности устранения силовых связей между платформой модуля полезной нагрузки и платформой блока прецизионных приборов, обеспечиваемых каждым из дополнительных стержней. Наиболее предпочтительно это выполнить с использованием приема, описанного выше в устройстве заявляемого решения модуля полезной нагрузки.

Модуль полезной нагрузки соединен с модулем служебных систем фермой 300 (см. фиг. 8, 9, 11, 12), образованной треугольной решеткой с наклонными раскосами 301: раскосы 301 попеременно меняют направление в нижних 302 и верхних 303 опорных узлах фермы. Кроме того, ферма снабжена промежуточными стойками 304. Концы раскосов 301 и промежуточных стоек 304 фермы соединены друг с другом в нижних 302 и верхних 303 опорных узлах фермы. В наиболее предпочтительном выполнении космического аппарата ферма может быть выполнена конусной (см. фиг. 8, 9, 10) с углом наклона промежуточных стоек 304 к продольной оси 101 космического аппарата в пределах от 5 до 15 градусов. Кроме того, в заявляемом решении ферма снабжена двумя дополнительными раскосами 305, расположенными внутри фермы под острым углом к раскосам 301 и стойкам 304 фермы. Нижние концы дополнительных раскосов 301 закреплены в нижних опорных узлах 302 фермы (см. фиг. 8, 9, 12).

Ферма закреплена на продольных стойках 16 модуля служебных систем, при этом нижние узлы 302 фермы соединены с верхними концами продольных стоек 16 корпуса модуля служебных систем (см. фиг. 6, 5).

В соответствии с заявляемым решением космического аппарата места расположения дополнительных 219, 220 опорных узлов на платформе модуля полезной нагрузки расположены над местами крепления верхних концов дополнительных 305 раскосов фермы к платформе модуля полезной нагрузки. Места крепления основных 217, 218 опорных узлов на платформе модуля полезной нагрузки расположены над местами крепления верхних опорных узлов 303 фермы к платформе модуля полезной нагрузки (см. фиг. 8, 9, 10).

Упомянутые радиаторы-охладители 306 модуля полезной нагрузки закреплены на стержнях перед четырьмя накрест расположенными пролетами фермы (см. фиг. 11, 12). При этом каждый из радиаторов-охладителей 306 модуля полезной нагрузки может быть закреплен на пяти опорных площадках (см. фиг. 13). Первая 307 из опорных площадок расположена перед одним из пролетов фермы и стержнями 310 закреплена на смежных промежуточных стойках 304 пролета фермы. Другие опорные площадки 308, 309 расположены перед смежными пролетами фермы: вторая и третья опорные площадки 308 закреплены стрежнями 311 к раскосам смежного пролета фермы, четвертая и пятая опорные площадки 309 - одним стержнем 310 закреплены к промежуточной стойке пролета и одним стержнем 312 - к раскосу смежного пролета фермы.

Платформы 28, 201, 202 модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов выполнены в виде снабженных тепловыми трубами панелей. Панели платформ термически соединены с радиаторами-охладителями. Термическая связь панелей платформ модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов с радиаторами-охладителями может быть выполнена с использованием тепловых труб (см, например, технические решения по патенту РФ 2092398 или патенту США 5839696).

Радиаторы-охладители 9, 13-16, 35 модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов соответственно выполнены в виде снабженных тепловыми трубами панелей.

В соответствии с заявляемым решением радиаторы-охладители 235, 236 блока прецизионных приборов и один из радиаторов-охладителей 306 модуля полезной нагрузки, как и радиатор-охладитель 6 модуля служебных систем, закреплены на стороне космического аппарата, расположенной противоположно боковой панели корпуса с панелью солнечной батареи, как видно из фиг. 1, 3, 4, 14, 15.

Кроме того, блоки 204 оптико-электронной аппаратуры блока прецизионных систем могут быть снабжены радиаторами-охладителями 240, размещенными на боковых стенках блоков 204 оптико-электронной аппаратуры (см. фиг. 3, 30, 32). При этом блоки 204 оптико-электронной аппаратуры наиболее предпочтительно разместить на платформе блока прецизионных приборов между радиаторами-охладителями, развернув их боковые стенки с радиаторами-охладителями в сторону космического аппарата, противоположную боковой панели корпуса с панелью солнечной батареи.

Упомянутые остронаправленные антенны 231 модуля полезной нагрузки в заявляемом космическом аппарате наиболее предпочтительно выполнить с обеспечением возможности раскладывания. В сложенном положении (см. фиг. 4) каждую из остронаправленных антенн 231 можно закрепить на двух опорных площадках 314 (см. фиг. 5), установленных на поперечном элементе 318, выполненном в виде короткой штанги. Концы поперечного элемента 318 могут быть закреплены стержнями 315, 316, 317, 318 вблизи верхних концов продольных стоек модуля служебных систем и на промежуточных стойках фермы, как показано на фиг. 5.

Проектно-конструкторские проработки показывают возможность создания космического аппарата массой до 2000 кг для работы на геостационарной орбите, обеспечивающего размещения на его борту полезной нагрузки массой до 400…600 кг, включая оптико-электронную аппаратуру дистанционного зондирования Земли для решения задач в области метеорологии в сочетании с обеспечением приема данных от наземных пунктов и ретрансляции их на Землю. При этом конструкция космического аппарата дает возможность ограничить отклонение положения блоков оптико-электронной аппаратуры в условиях космического полета от положения каждого из астродатчиков величиной, меньшей 20…25 угловыми секундами.

При изготовлении космического аппарата основные его элементы - продольные стойки и другие элементы корпуса; ферма с раскосами, промежуточными стойками и дополнительными раскосами; стержни узла крепления блока прецизионных приборов; стержни и кронштейны крепления радиаторов-охладителей к корпусу, к ферме и к платформе блока прецизионных приборов выполняются из алюминиевых сплавов с использованием известных методов механического производства. Панели платформ корпуса, модуля служебных систем, блока прецизионных приборов и радиаторов-охладителей могут быть выполнены из листов сплава на основе алюминия, используемых для наружных обшивок, между которыми помещены соты из алюминиевой фольги. Между листами обшивки в сотах монтируются тепловые трубы.

Сборку указанных элементов проводят с использованием сварки и разъемных соединений. После установки на космический аппарат блоков аппаратуры служебных систем, полезной нагрузки, оптико-электронной аппаратуры, датчиков астроориентации и дооснащения космического аппарата панелью солнечной батареи, направленными и остронаправленными антеннами, приводом и другими элементами проводят монтаж бортовой сети, гидравлических и пневматических элементов.

При выведении космического аппарата на ОИСЗ силовая конструкция космического аппарата воспринимает инерционные нагрузки: продольная и изгибающая нагрузка от блоков оптико-электронной аппаратуры и астродатчиков через платформу блока прецизионных приборов передается на систему основных и дополнительных стержней и через основные и дополнительные опорные узлы - на платформу модуля полезной нагрузки. Инерционная нагрузка от модуля полезной нагрузки через наклонные раскосы решетки, промежуточные стойки фермы и дополнительные раскосы передается на продольные стойки корпуса и далее на переходную ферму последней ступени ракеты-носителя.

После выведения космического аппарата на рабочую орбиту силовые связи между платформой модуля полезной нагрузки и платформой блока прецизионных приборов, обеспечиваемые дополнительными стержнями, устраняются, за счет чего система стержней между платформами блока прецизионных приборов и модуля полезной нагрузки преобразуется из статически неопределимой системы в статически определимую. При воздействии на платформу блока прецизионных приборов внешних факторов, например, нагрева, взаимное положение датчиков астроориентации и блоков оптико-электронной аппаратуры практически не изменяется. Кроме того, после выведения космического аппарата на орбиту происходит расчековка солнечной батареи и остронаправленных антенн, которые переводятся в рабочее положение.

В ходе полета с использованием датчиков астроориентации определяется положение космического аппарата относительно единой системы координат и космический аппарат с блоками оптико-электронной аппаратуры наводится на Землю. В ходе полета привод солнечной батареи, разворачивая панель солнечной батареи, отслеживает движение Солнца, а приводы остронаправленных антенн наводят остронаправленные антенны на наземные пункты приема-передачи информации.

Избыточное тепло, выделяемое блоками бортовой служебной нагрузки, блоками аппаратуры полезной нагрузки и оптико-электронной аппаратуры полезной нагрузки, отводится в космическое пространство через радиаторы-охладители.

Предложенный космический аппарат, модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем могут быть изготовлены на предприятиях ракетно-космической промышленности.

1. Космический аппарат, содержащий соединенные друг с другом модуль служебных систем и модуль полезной нагрузки, причём модуль служебных систем включает корпус, выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки, пролеты между которыми перекрыты боковыми панелями, а нижнее основание перекрыто платформой, на которой размещены блоки бортовых служебных систем, солнечную батарею, закрепленную на одной из боковых панелей корпуса, и радиатор-охладитель, закрепленный перед боковой панелью корпуса, расположенной напротив боковой панели корпуса с солнечной батареей, модуль полезной нагрузки содержит платформу, выполненную в форме правильного восьмиугольника, на одной стороне которой закреплены блоки аппаратуры модуля полезной нагрузки, а на другой - антенны радиокомплекса, включая две остронаправленные антенны, кроме того, модуль полезной нагрузки содержит четыре радиатора-охладителя и блок прецизионных приборов, при этом блок прецизионных приборов содержит платформу, выполненную в виде многоугольника с площадью, меньшей площади платформы полезной нагрузки, на одной стороне которой закреплены блоки оптико-электронной аппаратуры полезной нагрузки, а на другой - датчики астроориентации, кроме того, блок прецизионных приборов снабжен двумя радиаторами-охладителями, закрепленными вдоль торца одной из сторон платформы блока прецизионных приборов перпендикулярно платформе, платформы модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов расположены параллельно друг другу, при этом платформа прецизионных приборов установлена с навесом над периферийной частью платформы модуля полезной нагрузки и закреплена на ней на шести основных стержнях и, по крайней мере, одном дополнительном стержне, нижние концы стержней закреплены на платформе модуля полезной нагрузки в двух основных и двух дополнительных опорных узлах, а крепление каждого дополнительного стержня с платформой блока прецизионных приборов выполнено с обеспечением возможности устранения силовой связи между платформой модуля полезной нагрузки и платформой блока прецизионных приборов, модуль полезной нагрузки соединен с модулем служебных систем фермой с треугольной решеткой и промежуточными стойками, снабженной двумя дополнительными раскосами, расположенными внутри фермы, причем нижние концы дополнительных раскосов закреплены в нижних узлах фермы, нижние узлы фермы установлены на продольных стойках модуля служебных систем, при этом места крепления дополнительных опорных узлов на платформе модуля полезной нагрузки расположены над местами крепления верхних концов дополнительных раскосов фермы к платформе модуля полезной нагрузки, а места крепления основных опорных узлов на платформе модуля полезной нагрузки расположены над местами крепления верхних узлов фермы к платформе полезной нагрузки, упомянутые радиаторы-охладители модуля полезной нагрузки закреплены перед четырьмя накрест расположенными пролетами фермы, упомянутые платформы модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов выполнены в виде снабженных тепловыми трубами панелей, термически соединенных с радиаторами-охладителями, при этом радиаторы-охладители блока прецизионных приборов и один из радиаторов-охладителей модуля полезной нагрузки расположены на стороне космического аппарата, противоположной боковой панели корпуса с солнечной батареей.

2. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что упомянутые радиаторы-охладители выполнены в виде снабженных тепловыми трубами панелей.

3. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что каждый из радиаторов-охладителей модуля полезной нагрузки выполнен в виде удлиненной в поперечном направлении панели и закреплен на пяти опорных площадках, первая из которых стержнями закреплена на промежуточных стойках одного из пролетов фермы, вторая и третья - закреплены стрежнями к раскосам смежных пролетов фермы, а остальные - одним стержнем к промежуточной стойке пролета и одним стержнем к раскосу смежного пролета фермы.

4. Космический аппарат по 1, отличающийся тем, что, блоки оптико-электронной аппаратуры снабжены радиаторами-охладителями, размещенными на боковых стенках блоков оптико-электронной аппаратуры.

5. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что блоки оптико-электронной аппаратуры размещены между радиаторами-охладителями блока прецизионных приборов.

6. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что остронаправленные антенны выполнены с обеспечением возможности раскладывания, при этом каждая из остронаправленных антенн в сложенном положении закреплена на двух опорных площадках, установленных на поперечном элементе, концы которого стержнями закреплены вблизи верхних концов продольных стоек модуля служебных систем и на промежуточных стойках фермы.

7. Модуль полезной нагрузки, содержащий платформу и блок прецизионных приборов, включающий в себя датчики астроориентации, блоки оптико-электронной аппаратуры и платформу, расположенную на удалении от платформы модуля, причем на одной стороне платформы блока прецизионных приборов закреплены блоки оптико-электронной аппаратуры, а на другой - датчики астроориентации, кроме того, платформа модуля полезной нагрузки снабжена двумя основными и двумя дополнительными опорными узлами, платформа блока прецизионных приборов закреплена на платформе модуля полезной нагрузки на двух группах стержней, первая из которых включает два основных и четыре дополнительных стержня, а вторая - четыре основных и два дополнительных стержня, при этом стержни модуля полезной нагрузки закреплены на платформе модуля полезной нагрузки и на платформе блока прецизионных приборов узлами соединениями «ухо-вилка», причем в каждом из дополнительных опорных узлов закреплен один основной стержень одной из групп, в одном из основных опорных узлов закреплены остальные стержни одной, а в другом - остальные стержни другой группы стержней, каждый из узлов соединения верхних концов дополнительных стержней с платформой блока прецизионных приборов снабжен пирочекой, шток которой в зачекованном состоянии введен в отверстия проушин элементов «ухо-вилка», а в расчекованном состоянии выведен из отверстий проушин элементов соединения «ухо-вилка».

8. Модуль полезной нагрузки по п. 7, отличающийся тем, что платформа блока прецизионных приборов снабжена верхним опорным узлом, соединенным со стержнем, закрепленным в дополнительном опорном узле, и со стержнем одноименной группы.

9. Модуль полезной нагрузки по п. 7, отличающийся тем, что платформа блока прецизионных приборов снабжена верхним опорным узлом, соединенным с двумя стержнями разноименных групп.

10. Модуль полезной нагрузки по п. 7, отличающийся тем, что платформа блока прецизионных приборов снабжена двумя радиаторами-охладителями, выполненными в виде удлиненных в продольном направлении сотопанелей, снабженных тепловыми трубами и закрепленных на платформе блока прецизионных приборов.

11. Модуль полезной нагрузки по п. 10, отличающийся тем, что платформа блока прецизионных приборов выполнена в виде снабженной тепловыми трубами сотопанели, термически соединенной с радиаторами-охладителями блока прецизионных приборов.

12. Модуль служебных систем, содержащий корпус, размещенные внутри корпуса блоки бортовой служебной аппаратуры, аккумуляторную

батарею, двигательную установку, включающую четыре блока двигателей ориентации и стабилизации, и средства крепления модуля к полезной нагрузке и к переходной ферме последней ступени ракеты-носителя, при этом корпус модуля служебных систем выполнен в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки, концы которых соединены поперечными силовыми элементами, при этом пролеты между продольными стойками перекрыты боковыми панелями, закрепленными на продольных стойках и поперечных силовых элементах, верхние концы продольных стоек выполнены с обеспечением возможности крепления к модулю полезной нагрузки, отличающийся тем, что нижние концы продольных стоек выполнены с обеспечением возможности крепления к переходной ферме последней ступени ракеты-носителя, при этом продольные стойки выполнены с профилем в виде таврошвеллера и снабжены поперечными перемычками, боковые панели закреплены на периферийных частях стенок продольных стоек, нижнее основание корпуса перекрыто панелью основания, снабженной тепловыми трубами и закрепленной на кронштейнах, установленных в нижних частях продольных стоек, при этом панель основания установлена с зазором относительно боковых панелей корпуса, а между кронштейнами продольных стоек и панелью основания размещены амортизаторы, при этом блоки бортовой служебной аппаратуры размещены на панели основания, кроме того, модуль служебных систем снабжен выполненным в виде усеченной пирамиды пилоном, двумя выполненными в виде удлиненных в поперечном направлении панелей радиаторами-охладителями, снабженной приводом панелью солнечной батареи, а двигательная установка снабжена тремя сферическими топливными баками и шаром-баллоном со сжатым газом, аккумуляторная батарея выполнена в форме моноблока, при этом на четырех накрест расположенных боковых панелях выполнены круговые вырезы, в которые помещены с частичным заглублением внутрь корпуса и закреплены на боковых панелях топливные баки и шар-баллон со сжатым газом, причем указанный пилон закреплен своим большим основанием на боковой панели корпуса с охватом шара-баллона со сжатым газом, на первой из других накрест лежащих боковых панелей корпуса закреплен привод панели солнечной батареи, перед второй - закреплена аккумуляторная батарея, а перед третьей - на небольшом удалении от нее на трех продольных планках стержнями, закрепленными вблизи концов продольных стоек корпуса, установлены радиаторы-охладители, упомянутые блоки двигателей ориентации и стабилизации размещены на топливных баках и на меньшем основании упомянутого пилона.

13. Модуль служебных систем по п. 12, отличающийся тем, что боковая панель корпуса снабжена продольными и, по крайней мере, одним поперечным ребром.

14. Модуль служебных систем по п. 12, отличающийся тем, что по крайней мере одна из боковых панелей корпуса выполнена с продольными зигами.

15. Модуль служебных систем по п. 12, отличающийся тем, что панель солнечной батареи выполнена с возможностью раскладывания, при этом модуль служебных систем дополнительно снабжен средствами крепления панели солнечной батареи в сложенном положении к корпусу.

16. Модуль служебных систем по п. 15, отличающийся тем, что средство крепления панели солнечной батареи в сложенном положении выполнено в виде плоской опоры, закрепленной на трехстержневой ферме, первый и второй стержни которой закреплены вблизи верхних концов продольных стоек корпуса, а третий - на поперечной перемычке одной из продольных стоек корпуса.

17. Модуль служебных систем по п. 12, отличающийся тем, что привод панели солнечной батареи частично помещен во внутренний объем корпуса.

18. Модуль служебных систем по 16, отличающийся тем, что он снабжен по крайней мере одной платой с разъемами, выполненными с обеспечением возможности электрической связи с аппаратурой модуля полезной нагрузки, при этом указанная плата с разъемами закреплена на первом и втором стержнях трехстержневой фермы.

19. Модуль служебных систем по 12, отличающийся тем, что вдоль поясов профилей продольных стоек корпуса пропущены продольные отбортовки.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к методам и средствам защиты бортового оборудования космических аппаратов (КА), а также экипажей пилотируемых КА (станций). Способ включает в себя металлизацию оборудования так, что агрегаты и аппаратуру (1) служебных систем КА выводят на одну шину (2), а комплекс (5) целевой и/или научной аппаратуры - на другую шину (4).

Изобретение относится к терморегулируемому бортовому оборудованию космического аппарата (КА). Отсек содержит шестиугольную платформу (многослойную панель), на которой с двух сторон размещены тепловыделяющие элементы блоков аппаратуры.

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам теплообмена. Панель холодильника-излучателя содержит теплоизлучающую пластину из композиционного материала и металлические трубки для теплоносителя, размещенные между теплоизлучающей пластиной и накладками из композиционного материала.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к устройствам отвода тепла в термодинамическом цикле космической энергетической установки. Устройство для улавливания диспергированной пелены капельного холодильника-излучателя (КХИ) содержит узел подачи и узел нагнетания рабочего тела.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в конструкциях холодильников-излучателей космических аппаратов (КА) и энергетических установок.

Изобретение относится к космической технике и может использоваться в системах терморегулирования приборных отсеков. Система термостабилизации приборного отсека космического аппарата включает радиатор-излучатель и тепловые трубы.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов (КА). Способ заключается в том, что измеряют температуру в зонах радиационных панелей (РП) датчиками температур, изменяют температуру каждой зоны посредством терморегуляторов, разбивают период оборота КА вокруг Земли на фиксированные интервалы времени, которые определяют ориентацией КА относительно Солнца и планет.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов (КА). Способ заключается в том, что измеряют температуру в зонах радиационных панелей (РП) датчиками температур, поддерживают температуру в зонах РП в пределах допустимого диапазона путем изменения температур посредством терморегуляторов, разбивают период оборота КА вокруг Земли на фиксированные интервалы времени, которые определяются ориентацией КА относительно Солнца и планет.

Изобретение касается обеспечения теплового режима бортового научного и служебного оборудования космических аппаратов: искусственных спутников, межпланетных станций и др.

Изобретение относится к бортовым системам электропитания (СЭП), преимущественно низкоорбитальных космических аппаратов (КА) с трехосной ориентацией. СЭП содержит панели солнечной батареи с устройством изменения их ориентации, размещенные с внешней стороны боковых сотопанелей приборного контейнера.

Изобретение относится к космической технике. Модуль служебных систем содержит корпус, выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки.

Изобретение относится преимущественно к космическим аппаратам (КА) с малыми космическими модулями (КМ) для оптико-электронного наблюдения Земли. КМ включает в себя призматический силовой корпус блочного типа.

Группа изобретений относится к космической технике и может быть использована в системе телеметрического контроля. В способе телеметрического контроля сигналы с выходов каждого из телеметрических датчиков сравнивают с установленными пороговыми значениями уровней сигналов ключевых элементов.

Изобретение относится к терморегулируемому бортовому оборудованию космического аппарата (КА). Отсек содержит шестиугольную платформу (многослойную панель), на которой с двух сторон размещены тепловыделяющие элементы блоков аппаратуры.

Изобретение относится к СВЧ радиотехнике. Делитель мощности содержит четыре направленных ответвителя на связанных линиях.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано как устройство закрепления оборудования к конструкции корпуса космического аппарата. Регулировочно-соединительное устройство содержит комплект крепежных элементов для шарнирного соединения, шпангоут, на посадочные поверхности которого установлены узлы регулировки.
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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к космической технике. Модуль служебных систем содержит корпус, выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки.
Наверх