Космический аппарат блочно-модульного исполнения

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при разработке космических аппаратов (КА). КА блочно-модульного исполнения включает блоки бортовой аппаратуры, один из блоков содержит служебную аппаратуру КА, а другой - целевую аппаратуру и датчики командно-измерительных приборов системы управления. Блок целевой аппаратуры объединен с блоком служебных систем через три шарнирные опоры. Блок служебных систем крепится к системе отделения через плиту, при этом между корпусом блока служебных систем и плитой крепления к системе отделения имеются три шарнира. Основу силовой конструкции блока служебных систем составляет треугольная призма, в углах оснований которой расположены шарниры. Система отделения КА крепится к переходной ферме разгонного блока ракеты-носителя также в трех точках, лежащих на лучах - продолжениях боковых ребер силовой призмы. Техническим результатом изобретения является обеспечение минимизации механических напряжений, вызываемых тепловыми расширениями и сужениями в корпусах модулей КА. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при разработке космических аппаратов (КА), в которых блок целевой полезной нагрузки и блок служебных систем выполнены из материалов с различными коэффициентами теплового расширения.

Известен способ компоновки космического аппарата (патент на изобретение РФ №2362713, МПК B64G 1/50), включающий выполнение аппарата состоящим из двух модулей: модуля служебных систем и модуля полезной нагрузки, радиаторы которых, выполненные из трехслойных сотовых панелей с встроенными в них тепловыми трубами, размещают в плоскостях, перпендикулярных осям +Z и -Z аппарата, а приборы указанных модулей устанавливают на наружных поверхностях внутренних обшивок указанных панелей радиаторов этих модулей и на поверхностях трехслойных сотовых приборных панелей, размещенных между указанными панелями радиаторов, отличающийся тем, что предусмотренные для указанных радиаторов коллекторы для циркуляции теплоносителя соединяют с коллекторами для циркуляции теплоносителя, встроенными в приборные панели, образуя из тех и других коллекторов замкнутые циркуляционные контуры, и устанавливают коллекторы указанных радиаторов на наружных поверхностях внутренних обшивок сотовых панелей радиаторов напротив зон испарения тепловых труб, встроенных в указанные сотовые панели радиаторов, с размещением зон конденсации этих тепловых труб параллельно осям +Y или -Y аппарата, а зон испарения - относительно зон конденсации - в направлении, параллельном оси +Х аппарата, причем над каждым коллектором указанных радиаторов устанавливают защитный экран.

Недостатком аналога является отсутствие элементов тепловой развязки между модулем целевой полезной нагрузки и модулем служебных систем. В этом случае корпуса этих модулей должны быть выполнены из материалов с одинаковым (или близким) коэффициентом теплового расширения.

Прототипом настоящего изобретения является модульная конструкция космического аппарата (патент на изобретение РФ №2247683, МПК B64G 1/10), содержащая модули бортовой аппаратуры, имеющие возможность изменения своего взаимного положения при выведении в составе ракеты-носителя и при автономном функционировании космического аппарата на орбите, отличающаяся тем, что один из модулей содержит служебную аппаратуру космического аппарата, а остальные модули - целевую аппаратуру и командно-измерительные приборы системы управления космического аппарата, при этом целевая аппаратура установлена в трех модулях: оптические приборы целевой аппаратуры инфракрасного диапазона с охлаждаемыми элементами в центральном модуле, а радиотехническая целевая аппаратура бортового ретранслятора в боковых модулях, имеющих возможность изменять свое положение относительно центрального модуля, причем указанные оптические приборы целевой аппаратуры и командно-измерительные приборы системы управления космического аппарата установлены на единой размеростабильной раме, выполненной из конструкционных материалов с более низким коэффициентом линейного термического расширения, чем у материалов остальной конструкции центрального модуля, и объединены с каркасом центрального модуля через три шарнирные опоры, а указанные охлаждаемые элементы оптических приборов целевой аппаратуры инфракрасного диапазона соединены с радиаторами, выносимыми за пределы зоны теплового влияния на них конструкции космического аппарата при автономном функционировании космического аппарата на орбите, на модуле, содержащем указанную служебную аппаратуру, установлены солнечные батареи с пониженным вредным динамическим влиянием на точность стабилизации космического аппарата за счет жесткости их конструкции и использования привода солнечных батарей с устройством динамической разгрузки или пологим законом нарастания управляющего момента, причем на этом модуле, кроме указанных солнечных батарей, установлены плазменные двигатели с рабочим телом, исключающим загрязнение оптических приборов указанной целевой аппаратуры инфракрасного диапазона с охлаждаемыми элементами.

Недостатком прототипа является отсутствие элементов, обеспечивающих жесткость конструкции космического аппарата в целом.

Полезной нагрузкой космического аппарата является высокоточный прибор с низким тепловыделением, например фотокамера для стереосъемки, то к ее корпусу предъявляются жесткие требования по тепловой стабильности расстояний между оптическими компонентами фотокамеры и корпус фотокамеры должен быть выполнен из материала с низким коэффициентом теплового расширения. Таким материалом может быть, например, пластик. В то же время модуль служебных систем состоит из приборов со значительным тепловыделением, например в его состав входит корректирующая двигательная установка. Поэтому корпус модуля служебных систем должен быть выполнен из материала с высокой теплопроводностью, например алюминиевого сплава или вспененного алюминия. Однако коэффициент теплового расширения у таких материалов значительно превышает аналогичный коэффициент пластика.

Технической задачей изобретения является соединение в одном космическом аппарате блока целевой полезной нагрузки, к которому предъявляются высокие требования по точности взаимного расположения элементов, а также блока служебных систем, в котором сосредоточено оборудование с высоким тепловыделением.

Техническим результатом изобретения является получение жесткой, механически прочной конструкции космического аппарата, обеспечивающей минимизацию механических напряжений, вызываемых тепловыми расширениями и сужениями в корпусах модулей космического аппарата, решаемое путем введения элементов тепловой развязки между модулем целевой полезной нагрузки и модулем служебных систем.

На фиг.1 показан космический аппарат блочно-модульного исполнения с системой отделения, общий вид;

фиг. 2 - система отделения, вид со стороны космического аппарата;

фиг. 3 - система отделения, вид со стороны разгонного блока.

Блок 1 целевой полезной нагрузки представляет собой фотокамеру для стереосъемки. Корпус блока целевой полезной нагрузки выполнен из пластика. Следует отметить, что датчики 2 системы ориентации и стабилизации космического аппарата установлены на корпусе блока целевой полезной нагрузки, поскольку этот корпус практически не подвержен тепловым расширениям и обеспечивает повышенную точность установки датчиков.

Блок 3 служебных систем имеет в своем составе оборудование с высоким тепловыделением. На корпусе блока 3 установлено оборудование, в том числе антенно-фидерное устройство 4, предназначенное для связи с наземным комплексом приема и обработки информации. Корпус блока служебных систем выполнен из вспененного алюминия. Плита 5, примыкающая к рычажной системе отделения, служит для того, чтобы напряжения от рычагов 6 системы отделения не передавались на нижнюю грань модуля служебных систем. Шарниры 7 механической развязки установлены между блоком 1 целевой полезной нагрузки и блоком 3 служебных систем, а также между блоком 2 служебных систем и плитой 5, примыкающей к системе отделения, несущая плита которой показана позицией 8. Основу силовой конструкции блока служебных систем составляет треугольная призма 9, в углах оснований которой расположены шарниры 7.

На несущей плите 8 системы отделения установлены толкатели 10. Космический аппарат крепится к переходной ферме разгонного блока ракеты-носителя также в трех точках, лежащих на лучах - продолжениях боковых ребер силовой призмы 9.

В центре несущей плиты 8 установлен регулировочный болт 11, к которому крепится замок 12. На корпусе космического аппарата устанавливается шаровой наконечник 13, фиксируемый замком 12. Регулировка силы притяжения космического аппарата к системе отделения осуществляется с помощью регулировочного болта 11, перемещающего захваты замка вдоль вертикальной оси. В результате притяжения космического аппарата к системе отделения в блоке служебных систем могут возникнуть чрезмерные механические нагрузки. Поэтому это крепление осуществляется через переходную плиту 5. Через захваты и шаровой наконечник 13 вертикальное усилие передается на космический аппарат. Поперечное перемещение захватов ограничивается подпружиненными рычагами и фиксируется пиросредством 14.

По сигналу разделения происходит срабатывание пиросредства 14, рычаги 6 под действием пружины раскрываются и освобождают шаровой наконечник 13. Под действием силы толкателей 10 космический аппарат отделяется от системы отделения. Сигнал, подтверждающий факт разделения, поступает в момент срабатывания концевых выключателей 15.

1. Космический аппарат блочно-модульного исполнения, включающий блоки бортовой аппаратуры, один из блоков содержит служебную аппаратуру космического аппарата, а другой - целевую аппаратуру и датчики командно-измерительных приборов системы управления космического аппарата, при этом оптические приборы целевой аппаратуры и командно-измерительные приборы системы управления космического аппарата установлены на одном размеростабильном корпусе, выполненном из конструкционных материалов с более низким коэффициентом линейного термического расширения, чем у материала блока служебных систем, блок целевой аппаратуры объединен с блоком служебных систем через три шарнирные опоры, отличающийся тем, что блок служебных систем крепится к системе отделения через плиту, при этом между корпусом блока служебных систем и плитой крепления к системе отделения имеются также три шарнира, снижающих механические напряжения в блоке от нагрузок притяжения к системе отделения, при этом основу силовой конструкции блока служебных систем составляет треугольная призма, в углах оснований которой расположены шарниры, система отделения космического аппарата крепится к переходной ферме разгонного блока ракеты-носителя в трех точках, лежащих на лучах - продолжениях боковых ребер силовой призмы.

2. Космический аппарат блочно-модульного исполнения по п. 1, отличающийся тем, что блок целевой полезной нагрузки представляет собой фотокамеру для стереосъемки.

3. Космический аппарат блочно-модульного исполнения по п. 2, отличающийся тем, что корпус блока целевой полезной нагрузки выполнен из углепластика.

4. Космический аппарат блочно-модульного исполнения по п. 1, отличающийся тем, что корпус блока служебных систем выполнен из вспененного алюминия.

5. Космический аппарат блочно-модульного исполнения по п. 1, отличающийся тем, что датчики командно-измерительных приборов системы ориентации и стабилизации установлены на поверхности блока целевой полезной нагрузки.



 

Похожие патенты:

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).

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 к управлению работой транспортного космического корабля (ТКК), совершающего рейсы между орбитальной космической станцией (ОКС), находящейся вблизи планеты с атмосферой, и базовой станцией, расположенной, например на Луне.

Изобретение относится к межорбитальным перелётам в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и перевод на траекторию перелёта к Луне.

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА) в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и выведение его на траекторию облета Луны с возвратом.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в системах спутниковой связи. Технический результат состоит в повышении пропускной способности.

Изобретение относится к компоновке изделий, в частности, искусственного спутника (ИС). ИС включает в себя отсек полезной нагрузки со стенкой, ограничивающей мертвое пространство внутри отсека.

Изобретение относится к перелётам транспортного космического корабля (ТКК) между двумя орбитальными станциями (ОС), одна из которых находится на орбите планеты с атмосферой, а другая - либо на орбите другого небесного тела (напр., Луны), либо вблизи точек либрации (напр., L1 или L2 системы Земля - Луна).

Изобретение относится к обслуживанию на околоземной орбите группировки автоматических космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА обслуживания (КАО) в орбитальную плоскость группировки КА, стыковку КАО и КА, техническое обслуживание КА, расстыковку КАО и КА.

Изобретение относится к космическим спутниковым системам локального обзора. Система состоит из спутников с оптико-электронной аппаратурой дистанционного зондирования, размещенных на круговых орбитах с одинаковыми высотами и наклонениями.

Изобретение относится к конструкции и компоновке изделий космической техники или, более точно, к силовой конструкции платформы, входящей в унифицированную платформу космического аппарата, и может быть использовано при создании космических аппаратов различного назначения. Силовая конструкция платформы космического аппарата представляет собой углепластиковую сетчатую конструкцию в форме цилиндрической трубы, установленной одним из своих оснований внутри прямоугольного параллелепипеда коаксионально с его осью. Параллелепипед состоит из панели-основания и верхней панели, соединенных с цилиндрической трубой посредством уголков, а между собой - опорными панелями. Предлагаемое изобретение позволяет добиться унификации конструкции, высоких прочностных характеристик, а также снижения массы платформы. Кроме того, реализация данного технического решения позволяет осуществить одновременный запуск нескольких аппаратов. 4 ил.
Наверх