Универсальная платформа космического аппарата

Изобретение относится к космической отрасли, в частности к конструкции космических аппаратов (КА) и их компоновке при производстве. Универсальная платформа космического аппарата (ПКА) представляет собой конструктивно и функционально обособленный модуль для построения КА. Основой ПКА является автономная силовая конструкция с закрепленными на ней сотовыми панелями для размещения на них оборудования только модулей служебной системы. ПКА состоит из баков хранения рабочего тела для двигательных установок (ДУ) системы коррекции (СК) и системы стабилизации и ориентации (СОС), приборов СОС, панелей и приводов солнечных батарей и частично ДУ СК и СОС. В зависимости от компоновки КА и положения его центра масс составляющие ПКА части могут располагаться в зоне модуля полезной нагрузки (МПК). Технический результат заключается в разработке универсальной ПКА (для КА одинаковой энерговооруженности), которую можно проектировать, изготавливать и испытывать автономно, независимо от типа выведения КА, компоновки МПН и МЦХ КА. 1 ил.

 

Изобретение относится к космической отрасли, в частности к конструкции космических аппаратов (КА) и их компоновке при производстве.

Платформа космического аппарата (ПКА) - это конструктивно и функционально обособленный модуль для построения КА, основой которой является силовая конструкция корпуса (СКК - негерметичный несущий элемент конструкции, выполненный в виде цилиндрического отсека из высокомодульного углепластика) с закрепленными на ней сотовыми панелями для размещения на них систем жизнеобеспечения КА, в совокупности называемых модулем служебных систем (МСС). Основной задачей ПКА является обеспечение работы целевой аппаратуры - модуля полезной нагрузки (МПН).

Выведение КА на орбиту осуществляется несколькими способами: одиночный, тандемный, пакетный. Существует прямая зависимость между исполнением СКК КА и способом выведения. Например, при тандемном запуске (друг на друге) двух КА одного типа энерговооруженности СКК нижнего КА должна иметь более высокие жесткостные характеристики, чем СКК верхнего КА.

Необходимо отметить, что исполнение СКК КА также зависит от компоновки МПН и массово-центровочных характеристик (МЦХ) КА. Компоновка МПН определяется размещением целевой аппаратуры с учетом зоны полезного груза (ЗПГ) ракеты-носителя (РН).

В настоящее время ПКА имеют единую (цельную) СКК для размещения МСС и МПН. Компоновка МПН различных КА приводит к созданию вариантного исполнения СКК (иного типа плетения и габаритных размеров), что делает невозможным создание универсальной ПКА одного типа энерговооруженности.

Универсальная платформа КА (ПКА) - платформа, применение которой возможно на любом КА (одного типа энерговооруженности), без изменения конструкции.

Наиболее близким аналогом к заявленному техническому решению является космическая платформа (далее ПКА) (заявка №2014110080 от 26.02.2014), которая относится к ракетно-космической отрасли при производстве КА.

ПКА представляет собой пространственную конструкцию, причем конструктивно-силовую основу космической платформы составляет цилиндрический отсек (далее СКК) из высокомодульного углепластика с закрепленными на нем сотовыми панелями. В состав ПКА входят складываемые панели БС, которые имеют возможность раскрываться в рабочей конфигурации, принимая форму плоских панелей, для ориентации нормали активной поверхности панелей БС на солнце предназначен привод БС. Внутри цилиндрического отсека устанавливаются баки хранения рабочего тела для двигательной установки (ДУ) системы коррекции (СК) и баки хранения рабочего тела для ДУ системы ориентации и стабилизации (СОС). Внутренний объем корпуса МСС и верхняя панель отводятся под размещение приборов подсистем. ПКА оснащена ДУ системы коррекции (СК) на основе стационарных плазменных двигателей на ксеноне, размещенных на кронштейнах на корпусе ПКА, в качестве исполнительного органа для создания управляющих моментов относительно осей, связанных с системой координат КА, используется двигательная установка СОС. Установка КА на базе данной ПКА на РН, при реализации групповых и попутных запусков, осуществляется при помощи устройства отделения, установленного по нижнему шпангоуту СКК. На верхнем торце СКК и верхней панели смонтированы узлы стыковки с МПН. Для обеспечения температурного режима оборудования в составе ПКА существует система терморегулирования (СТР), основными базовыми решениями является применение активных и пассивных средств обеспечения теплового режима.

В известном техническом решении, ПКА имеет единую (цельную) СКК для МСС и МПН, в результате чего изобретение имеет следующие недостатки:

1. Невозможность универсального применения ПКА (для КА одного типа энерговооруженности) по причине вариантного исполнения СКК. При вариантном исполнении СКК возникает необходимость модернизации платформы в целом, что существенно снижает уровень унификации ПКА.

2. Увеличение срока изготовления КА, в результате чего повышается стоимость КА (ресурсоемкость производства). На увеличение срока изготовления и стоимости КА влияют несколько причин:

- необходимость корректировки и выпуска конструкторской документации (КД), а также доквалификации ПКА по причине вариантного исполнения СКК;

- необходимость сборки МПН на жесткостной конструкции (имитаторе СКК) с дальнейшим демонтажем с имитатора и монтажом на ПКА;

- отсутствие возможности начала производства ПКА до момента утверждения интерфейсов МПН с ПКА;

- невозможность серийного производства ПКА.

3. Сложность технологии сборки МПН и его стыковки с ПКА, которая заключается в необходимости предварительной сборки МПН на жесткостной конструкции (имитаторе СКК) с дальнейшим демонтажем с имитатора и монтажом на ПКА. В таком случае теряется точность при сборке МПН с ПКА. Кроме того, возникает проблема ограниченного доступа для монтажа МПН с единой (цельной) СКК.

Задачами, на решение которых направлено заявляемое изобретение, являются:

1. Разработка универсальной ПКА с уровнем унификации, близким к 100% (для КА одинаковой энерговооруженности), которую можно проектировать, изготавливать и испытывать автономно, независимо от типа выведения КА, компоновки МПН и МЦХ КА.

2. Сокращение срока изготовления КА, в результате чего снижается стоимость КА (экономичность производства).

3. Упрощение технологии сборки МПН и его стыковки с ПКА.

Поставленные задачи решаются тем, что в предложенном решении СКК ПКА является автономной силовой основой для размещения только оборудования МСС, нижний торец которой выступает за плоскости оснований МСС для стыковки с устройством отделения или нижним КА, а верхний торец имеет узлы стыковки с СКК МПН, которые в совокупности с узлами стыковки панелей МСС и панелей МПН обеспечивают интеграцию механического интерфейса КА в целом, кроме того, на внешней стороне верхней панели ПКА располагаются зоны стыковки электрического и гидравлического интерфейсов МСС с МПН, при этом баки хранения рабочего тела для ДУ СК, баки хранения рабочего тела для ДУ СОС, приборы СОС, панели БС, приводы БС и частично ДУ СК и СОС входят в состав ПКА, но территориально могут располагаться в зоне МПН.

Разделение СКК КА на СКК ПКА и СКК МПН позволяет создать универсальную ПКА, исполнение СКК которой не зависит от типа выведения КА, компоновки МПН и МЦХ КА. Независимость исполнения ПКА от компоновки МПН достигается обеспечением технологических зон для интеграции механического (для стыковки с СКК МПН), электрического и гидравлического интерфейсов. За счет универсальности ПКА уровень унификации повышается до 100%.

Унификация в процессе конструирования изделия - это многократное применение в конструкции одних и тех же деталей, узлов, форм поверхностей. Применение неизменной конфигурации СКК повышает уровень унификации ПКА и изделия в целом. Унифицированную платформу, при необходимости, можно выпускать серийно.

Сокращение срока изготовления КА осуществляется за счет того, что:

а) конструкция ПКА определена и неизменна (отсутствие доквалификации ПКА, выпуска и корректировки КД на ПКА);

б) сборка МПН осуществляется непосредственно на СКК МПН, без предварительной сборки на имитаторе;

в) начало производства ПКА возможно до момента утверждения интерфейсов МПН с ПКА;

г) возможно серийное производство ПКА.

При монтаже МПН непосредственно на СКК МПН, без предварительной сборки на имитаторе, обеспечивается высокая точность сборки и удобство монтажа без ограничения доступа.

Суть изобретения поясняется фиг. 1, на которой изображен общий вид платформы КА.

ПКА представляет собой конструктивно и функционально обособленный модуль для построения КА, основой ПКА является автономная СКК (1) с закрепленными на ней сотовыми панелями (2) для размещения на них оборудования только МСС, в состав которого входят системы жизнеобеспечения КА (БКУ, СЭП, СТР, СК, СОС), торцы СКК (1) выступают за плоскости оснований МСС, причем верхний торец имеет узлы стыковки с СКК МПН, которые в совокупности с узлами стыковки панелей МСС и панелей МПН обеспечивают интеграцию механического интерфейса КА в зоне стыковки механического интерфейса (3), кроме того, на внешней стороне верхней панели ПКА располагаются зоны стыковки электрического (4) и гидравлического (5) интерфейсов МСС с МПН. При этом баки хранения рабочего тела для ДУ СК (6), баки хранения рабочего тела для ДУ СОС (7), приборы СОС (на фиг. 1 не показаны), панели БС (8), приводы БС (9) и частично ДУ СК и СОС (10) входят в состав ПКА, но территориально могут располагаться в зоне МПН, в зависимости от компоновки КА и положения центра масс КА.

Техническим результатом изобретения является разработанная универсальная ПКА (для КА одинаковой энерговооруженности), позволяющая существенно сократить сроки и стоимость изготовления КА, упростить технологию сборки КА, а также повысить уровень унификации до 100%.

Универсальная платформа космического аппарата (ПКА), представляющая собой пространственную конструкцию, силовой основой которой является негерметичная цилиндрическая силовая конструкция корпуса (СКК) из высокомодульного углепластика с закрепленными на нем сотовыми панелями, соединенными между собой кронштейнами, внутренний объем корпуса ПКА и верхняя панель отводятся под размещение приборов МСС, в состав ПКА входят складываемые панели солнечных батарей (БС), БС имеют возможность раскрываться в рабочей конфигурации, принимая форму плоских панелей, скрепленных между собой, для ориентации нормали активной поверхности панелей БС на солнце предназначен привод БС, на кронштейнах на конструкции ПКА размещены двигательные установки (ДУ) системы коррекции (СК) на основе стационарных плазменных двигателей на ксеноне, в качестве исполнительного органа для создания управляющих моментов относительно осей, связанных с системой координат космического аппарата (КА), используются ДУ системы стабилизации и ориентации (СОС), двигательные блоки ориентации располагаются на нижней панели со стороны стыковки с ракетой-носителем на расстоянии от центра масс КА, обеспечивающем максимальные плечи управляющих моментов, для обеспечения температурного режима оборудования в составе ПКА существует система терморегулирования, установка КА на базе ПКА на ракету-носитель при реализации групповых и попутных запусков осуществляется при помощи устройства отделения, установленного по нижнему шпангоуту СКК, отличающаяся тем, что СКК ПКА является автономной силовой основой для размещения только оборудования МСС, нижний торец которой выступает за плоскости оснований МСС для стыковки с устройством отделения или нижним КА, а верхний торец имеет узлы стыковки с СКК МПН, которые в совокупности с узлами стыковки панелей МСС и панелей МПН обеспечивают интеграцию механического интерфейса КА в целом, кроме того, на внешней стороне верхней панели ПКА располагаются зоны стыковки электрического и гидравлического интерфейсов МСС с МПН, при этом баки хранения рабочего тела для ДУ СК, баки хранения рабочего тела для ДУ СОС, приборы СОС, панели БС, приводы БС и частично ДУ СК и СОС входят в состав ПКА, но территориально могут располагаться в зоне МПН.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к бортовому оборудованию геостационарных космических аппаратов (КА) для ретрансляции данных между низкоорбитальными КА и центрами управления и приема сообщений.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Модуль содержит корпус с размещенными внутри блоками служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею, антенну радиосвязи (12), радиаторы-охладители (6, 9) и поворотные панели (8) солнечных батарей.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения.

Изобретение относится к бортовому оборудованию космического аппарата (КА), которое может быть установлено на КА наблюдения. Конструкция оптической системы включает в себя линзу Френеля с дифракционными оптическими элементами (6), опорой (4) и каркасом (5) линзы.

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 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 конструкции космического аппарата (КА), в частности к узлу крепления топливного бака. Узел содержит внутреннюю и внешнюю части и два комплекта крепежных элементов. Внутренняя часть имеет композитную (углепластиковую) площадку со стропами (17), закрепленную болтом между накладкой и кронштейном. Последние закреплены между собой крепежными элементами в виде шпилек, гаек, сферических шайб, внешних и внутренних резьбовых втулок. Внешняя часть имеет распорки (8), установленные с внешней стороны силовой конструкции корпуса (18) (СКК) КА и с помощью винтов (10) соединённые с ответными частями на внутренней стороне СКК (18). Грани распорок (8) и ответных частей повторяют направление ребер СКК (18). Опорная накладка крепится к распоркам (8) болтами (6) и пружинными волновыми шайбами (7). Техническим результатом изобретения является обеспечение равномерного натяжения строп, увеличение диапазона (> в 2 раза) и повышение точности (> 70%) регулировки их натяжения, повышение универсальности узла крепления, снижение массы (> на 60%) и уменьшение габаритов (> на 30%) комплекта крепежных элементов. 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к средствам перевода трансформируемых конструкций (например, солнечных батарей) космического аппарата из сложенного положения в раскрытое. Устройство содержит кронштейны (1) и (2), прикрепленные к взаимно подвижным элементам (4) и (5) (например, панелям) конструкции и соединенные между собой гибкими упругими пластинами (9) желобчатой (при их распрямлении) формы. На торцах кронштейнов выполнены обкатные кулачки (6), охваченные S-образно с внешней стороны лентами (7). Ленты закреплены на кулачках винтами (8). На торцевой части устройства имеется тросовый демпфирующий узел. Во взаимодействующих кулачках установлены элементы (контактная пара) датчика конечного положения. Раскрытие конструкции происходит за счёт упругих сил, создаваемых пластинами (9). Заданная траектория раскрытия обеспечивается взаимным обкатыванием кулачков (6) при их постоянном контакте, создаваемом лентами (7). Возникающий в конце раскрытия удар частично компенсируется демпфирующим узлом. Фиксация в раскрытом положении обеспечивается жесткостью пластин (9). Факт раскрытия отмечается датчиком. Технический результат состоит в обеспечении простыми средствами жесткости конструкции в раскрытом положении, повышении информативности процесса развертывания и снижении ударных нагрузок. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата (КА) включает изготовление комплектующих, сборку КА, содержащего систему электропитания, проведение испытаний КА. Дополнительно используют имитатор системы электропитания КА, состоящий из наземного источника стабильного напряжения и регулируемого индуктивно-емкостного фильтра, измеряют выходной импеданс системы электропитания КА, имитатор системы электропитания КА калибруют под соответствующие выходные параметры и измеренный импеданс системы электропитания КА. Перед установкой модуля полезной нагрузки на КА проводят проверку модуля полезной нагрузки на функционирование в полном объеме с использованием имитатора системы электропитания КА, параллельно с проверкой функционирования модуля служебных систем в составе КА. Техническим результатом изобретения является сокращение времени изготовления КА. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к устройствам для экспериментов в условиях микрогравитации. Устройство для обеспечения свободной ориентации сферы относительно внешних силовых полей содержит поддерживающую конструкцию, сферу, два блокирующих элемента, действующих с противоположных сторон на сферу и предназначенных для удерживания сферы в правильном положении во время нерабочей фазы устройства, по меньшей мере четыре средства обеспечения капель, расположенные симметрично вокруг сферы и выполненные с возможностью образования капель и сохранения их с требуемой температурой, и изоляционную герметизированную конструкцию, предназначенную для изоляции упомянутых устройств от окружающей среды и для предотвращения осаждения пыли на поверхность сферы и на четыре полученные капли, и средство охлаждения, предназначенное для сохранения сферы с температурой ниже чем температура капель. Техническим результатом изобретения является обеспечение свободной ориентации сферы с понижением вибраций в устройстве. 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к оборудованию многофункциональных космических аппаратов (МКА), предназначенных для калибровки и юстировки радиолокационных станций (РЛС), а также для дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ). МКА содержит корпус с приборным отсеком, двигательную установку, системы ориентации и стабилизации, систему обеспечения теплового режима, солнечные батареи. Корпус МКА выполнен в форме куба или прямой призмы. На одной из граней корпуса имеется V-образный паз или углубление, в котором закреплен уголковый отражатель, выполненный из двух плоских пластин. В МКА введен дополнительный модуль аппаратуры: целевой, передающей, командной радиолинии, навигационной (для систем «ГЛОНАСС» и/или GPS) и др. служебных систем. Технический результат заключается в расширении возможностей МКА путём придания ему функций орбитальной платформы-носителя средств для исследований отражательных характеристик атмосферы и ионосферы Земли, ДЗЗ в оптическом и/или ИК-диапазоне; кроме того, повышена устойчивость уголкового отражателя к тепловым деформациям. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30). Выдвижение и уборка рулеток производятся с помощью ротора (33), установленного в статоре (32). Первый конец (16) первой ветви рулетки (31) жестко связан с первым креплением (36), которое может быть неподвижно соединено со статором (32). Второй конец (17), пропущенный через прижимные (фасонные) губки, намотан на ротор (33). При размотке с ротора рулетка самопроизвольно (упруго) переходит в рабочее состояние. Технический результат состоит в создании малогабаритного, простого в работе, оптимально сопрягаемого с развёртываемой конструкцией устройства, обеспечивающего необходимую жесткость и устойчивость конструкции в рабочем положении. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 16 ил.

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30). Выдвижение и уборка рулеток производятся с помощью ротора (33), установленного в статоре (32). Первый конец (16) первой ветви рулетки (31) жестко связан с первым креплением (36), которое может быть неподвижно соединено со статором (32). Второй конец (17), пропущенный через прижимные (фасонные) губки, намотан на ротор (33). При размотке с ротора рулетка самопроизвольно (упруго) переходит в рабочее состояние. Технический результат состоит в создании малогабаритного, простого в работе, оптимально сопрягаемого с развёртываемой конструкцией устройства, обеспечивающего необходимую жесткость и устойчивость конструкции в рабочем положении. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к конструкции и сборке космических объектов, например орбитальных станций. Строительный модуль (в составе платформы) в виде полой 6-гранной или 4-гранной призмы (1) снабжён дополнительными плоскими элементами (2). В качестве материала для модуля могут быть использованы, например титан, кевлар и др. композиты. При стыковке модулей (1) по кромкам элементов (2), имеющих ширину в половину ширины грани призмы, получают многократно возрастающие объемы (3) строящегося объекта (например платформы). Стыковочные кромки элементов (2) могут быть скошены, позволяя разнообразить форму создаваемых объектов. Для запуска единичный модуль может быть помещён в цилиндрическую оболочку (обтекатель), а в объемах между оболочкой и элементами (2) могут быть размещены пороховые ускорители. Возможен запуск связки модулей. Технический результат изобретения направлен на создание простого и универсального строительного модуля, позволяющего снизить количество запусков и другие затраты на строительство космических объектов. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

Группа изобретений относится к средствам и методам выведения, работы на орбите и увода с орбиты автоматических полезных нагрузок (ПН) с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса (РКК). В состав РКК входит разгонный блок (РБ) с устройствами управления ракетой-носителем, которые при отделении ПН от РБ дистанционно управляют служебными системами ПН, запасом топлива для увода ПН, системой стыковки с ПН на рабочей орбите и манипулятором для технического обслуживания и установки ПН на РБ. ПН может быть выполнена и неотделяемой от РБ. Для дистанционного управления ПН, после её отделения, РБ перемещают в заданное место орбиты. Электропитание ПН осуществляют с использованием оборудования, доставляемого РБ, или от штатных бортовых систем РБ. Увод ПН осуществляют с помощью РБ, после его сближения и стыковки с ней. Техническим результатом являются минимизация состава управляющих и энергетических систем РКК, упрощение процесса выведения на орбиту, возможность полной последующей утилизации компонентов РКК. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к приводам для разворота оборудования относительно корпуса космического аппарата (КА). Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, включает в свой состав двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, систему управления двигателем и маховик-компенсатор реактивного момента. Крепление статора двигателя привода к корпусу носителя осуществляется посредством подшипников таким образом, чтобы статор под действием реактивного момента мог свободно вращаться вокруг оси вращения ротора. Управляющий электрический ток подается на обмотки двигателя через скользящие токоподводы. Статор двигателя может быть либо непосредственно, либо через редуктор связан с маховиком-компенсатором реактивного момента. Техническим результатом изобретения является обеспечение отсутствия приводного реактивного момента, возмущающего космический носитель. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к космической отрасли, в частности к конструкции космических аппаратов и их компоновке при производстве. Универсальная платформа космического аппарата представляет собой конструктивно и функционально обособленный модуль для построения КА. Основой ПКА является автономная силовая конструкция с закрепленными на ней сотовыми панелями для размещения на них оборудования только модулей служебной системы. ПКА состоит из баков хранения рабочего тела для двигательных установок системы коррекции и системы стабилизации и ориентации, приборов СОС, панелей и приводов солнечных батарей и частично ДУ СК и СОС. В зависимости от компоновки КА и положения его центра масс составляющие ПКА части могут располагаться в зоне модуля полезной нагрузки. Технический результат заключается в разработке универсальной ПКА, которую можно проектировать, изготавливать и испытывать автономно, независимо от типа выведения КА, компоновки МПН и МЦХ КА. 1 ил.

Наверх