Способ сборки космического аппарата

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА) различного назначения. В способе сборки КА на оснастку в форме трубы устанавливают опорные панели в плоскостях XOY, на опорные панели устанавливают с закреплением приборные панели, монтируют опорные панели жесткости в плоскости XOZ к приборным панелям, монтируют панель астроплаты в плоскости ZOY к оснастке, приборным панелям и опорным панелям жесткости. Производят монтаж панелей доступа с закреплением их к панели астроплаты и приборным панелям. В ходе монтажных операций закрепление между собой панелей и технологической оснастки производят с применением уголков и кронштейнов. Задачей является создание новой сборочной единицы, обладающей меньшим весом, высокой точностью, наряду с повышенной надежностью и максимальным упрощением процесса сборки.

Техническим результатом изобретения является упрощение монтажа и сборки конструкции, сокращение времени сборки КА. 7 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА) различного назначения среднего класса. Предлагаемый способ позволяет унифицировать модуль полезной нагрузки (МПН) с наименьшими затратами, наряду с упрощением конструкции МПН. Изобретение обеспечивает оптимальные массово-весовые характеристики, а так же высокую собираемость.

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Современный космический аппарат негерметичного исполнения состоит из двух модулей: модуля служебных систем и модуля полезной нагрузки. Модульность - перспективное направление разработки космических аппаратов в части отдельного изготовления, испытания, монтажа приборов и антенн.

Модуль полезной нагрузки, как и модуль служебных систем (МСС), выполняется из необходимого количества трехслойных сотовых панелей. МСС предназначен для поддержания жизнедеятельности космического аппарата - на нем расположена вся необходимая аппаратура. МПН несет целевую функцию космического аппарата: на нем располагается вся целевая аппаратура. Для обеспечения максимального заполнения МПН целевым оборудованием необходимо соблюдение условия, при котором площади под оборудование будут максимальными, а масса конструкции минимальной.

Известен способ компоновки космического аппарата, защищенный патентом ЕР 0849166 А1, в котором все элементы конструкции, включая приборы и антенны, крепятся непосредственно на силовой конструкции корпуса, недостатками которого является незащищенность устанавливаемого оборудования от космической среды, а так же сложность компоновки. Также известен способ компоновки космического аппарата, защищенный патентом RU 2369537 С2, в котором конструкция выполнена в виде двух модулей: МСС и МПН на силовой конструкции корпуса с раскрываемыми панелями-радиаторами, недостатком которого является сложность конструкции КА, что требует дополнительных элементов для раскрытия этих панелей. Общим недостатком рассмотренных способов является отсутствие унифицированной схемы последовательности сборки, обеспечивающей точный порядок действий на этапе изготовления космического аппарата.

Наиболее близким к заявленному техническому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является патент RU 2541598 С2 «Способ компоновки космического аппарата». Описанный способ принят за прототип изобретения. Недостатками известного способа являются наличие раскрываемых панелей радиатора, что усложняет и утяжеляет массу КА и отсутствие унифицированной схемы последовательности сборки, обеспечивающей точный порядок действий на этапе изготовления КА.

В основу настоящего изобретения положена задача создания нового способа сборки космического аппарата, обладающего меньшим весом, высокой точностью, наряду с повышенной надежностью и максимальным упрощением процесса сборки.

Поставленная задача решается способом сборки космического аппарата, заключающимся в том, что сборку модуля полезной нагрузки космического аппарата проводят отдельно от модуля служебных систем на технологической оснастке, располагаемой вертикально, оснастку закрывают панелями, крепящимися к ней. Согласно изобретению на оснастку, выполненную в форме трубы, устанавливают опорные панели, располагаемые в плоскостях XOY; устанавливают на опорные панели приборные панели, закрепляют их на опорных панелях; монтируют опорные панели жесткости, лежащие в плоскости XOZ к приборным панелям, монтируют панель астроплаты, лежащей в плоскости ZOY к оснастке, приборным панелям и опорным панелям жесткости; далее выполняют монтаж панелей доступа, закрепляют их к панели-астроплаты и приборным панелям; в ходе монтажных операций сборки конструкции закрепление между собой панелей и технологической оснастки производят с применением уголков и кронштейнов.

Таким образом, решением задачи является выработка оптимизированной, унифицированной последовательности сборочных, монтажных работ, а так же механической обработки на каждом этапе сборки.

Заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых изображено:

- на фиг. 1 - расположение панелей конструкции МПН;

- на фиг. 2 - общий вид конструкции МПН;

- на фиг. 3 - крепление сотовых панелей между собой кронштейнами;

- на фиг. 4 - крепежные элементы конструкции;

- на фиг. 5, 6- крепление опорных панелей к технологической оснастке;

- на фиг. 7 - крепление панелей доступа посредством уголков. Силовая конструкция МПН (фиг. 2) представляет собой пространственную конструкцию из сотовых панелей и крепится на технологической оснастке при помощи кронштейнов и уголков. Сотовые панели выполнены в виде сэндвичей, состоящих из алюминиевых или угольных обшивок, сотозаполнителя и конструкционных, приборных закладных.

Сборка МПН осуществляется последовательно. Вначале изготавливаются опорные панели 2, 3 (фиг. 1). Они состоят из одной вертикальной и трех горизонтальных web-панелей. Далее они закрепляются на технологической оснастке 1 с помощью кронштейнов (фиг 5, 6), расположенных на опорных панелях 2, 3. Далее выполняется механическая обработка этих панелей на оснастке с целью получения требуемой точности их взаимного положения.

После этого устанавливаются две приборные панели 4, 5, расположенные в плоскости XOY, на опорные панели 2, 3 при помощи крепежных элементов (фиг. 4).

Следующим этапом производится монтаж опорных панелей 7, 8, расположенных в плоскости XOY, к приборным панелям 4, 5, функциональное назначение которых - обеспечение жесткости панели-астроплаты 6. Установку опорных панелей 7, 8 осуществляют с помощью кронштейнов.

Далее выполняется механическая обработка верхней плоскости (панелей приборных 4, 5 и панелей опорных 7, 8). Выполняется установка панели-астроплаты 6, расположенной в плоскости YOZ, и закрепляется посредством крепежных элементов через кронштейны (фиг. 3), которые обработаны на предыдущем этапе сборки.

На заключительном этапе устанавливаются панели доступа 9, 10, 11, 12 (фиг. 1), расположенные в плоскости XOZ, при помощи композитных уголков (фиг. 7). Функциональное назначение данных панелей - обеспечение доступа к оборудованию, установленному на приборных панелях, а так же дополнительная жесткость изделия.

Конечным результатом сборки является конструкция МПН (фиг. 2).

Для взаимного закрепления панелей между собой применяются металлические кронштейны, например, из алюминиевого сплава (фиг. 3, 5, 6) и композиционные уголки, например, на основе углепластика (фиг. 7).

Шаг крепления панелей выбирается исходя из анализа предшествующего моделирования конечно-элементной модели на прочность.

Для однозначного положения панелей друг относительно друга, на этапе сборки, применяются соединения типа классное отверстие - классный паз, а также болты с классной частью.

Техническим результатом является определение последовательности монтажа элементов конструкции МПН, с совместным использованием композиционных материалов и металлов, простотой монтажа и сборки конструкции, позволяющей оптимизировать этапность, время сборки, а также повысить надежность создаваемых космических аппаратов.

Таким образом, предлагаемый способ сборки модуля полезной нагрузки космического аппарата позволяет унифицировать последовательность работ, по монтажу, обработке и сборке, что позволяет добиться сокращения времени по созданию модуля, используя принцип выполнения максимального объема сборочных и механических работ на отдельных узлах и минимального при их интеграции в вышестоящие сборочные единицы.

Способ сборки космического аппарата, заключающийся в том, что сборку модуля полезной нагрузки космического аппарата проводят отдельно от модуля служебных систем на технологической оснастке, располагаемой вертикально, оснастку закрывают панелями, крепящимися к ней, отличающийся тем, что на оснастку, выполненную в форме трубы, устанавливают опорные панели, располагаемые в плоскостях XOY; устанавливают на опорные панели приборные панели, закрепляют их на опорных панелях; монтируют опорные панели жесткости, лежащие в плоскости XOZ к приборным панелям, монтируют панель астроплаты, лежащую в плоскости ZOY к оснастке, приборным панелям и опорным панелям жесткости; далее выполняют монтаж панелей доступа, закрепляют их к панели-астроплаты и приборным панелям; в ходе монтажных операций сборки конструкции закрепление между собой панелей и технологической оснастки производят с применением уголков и кронштейнов.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к способу территориального размещения мобильных командно-измерительных приёмо-передающих станций (мобильных станций). Для реализации способа определяют текущее положение мобильных станций и космических аппаратов, проводящих дистанционное зондирование заданного района Земли с помощью измерительных средств, прогнозируют траектории и рассчитывают трассы полета космических аппаратов с помощью вычислительных средств, определяют геометрический центр зондируемого района и антиподную точку на поверхности Земли с учетом ее угловой скорости вращения, периодов обращения космических аппаратов и ограничений по размещению мобильных станций, определяют место размещения мобильных станций и в соответствии с ними осуществляют их перемещение.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов, предназначенных для фиксации на поверхности космических объектов.

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА), осуществляемой в солнечно-земной системе координат. Способ включает ориентацию первой оси КА на Землю путем разворотов вокруг второй и третьей осей КА с помощью электромеханических исполнительных органов.

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.

Изобретение относится к вероятностным (т.е. без стабилизации структуры) спутниковым системам наблюдения Земли, c охватом её обширных регионов.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах.

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).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с основными продольными перегородками, дополнительными придонными перегородками и заборным устройством, маршевый двигатель и дополнительную автономную двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска.

Изобретение относится к методам наблюдения планеты из космоса и обработки результатов этого наблюдения. Способ включает регистрацию на снимке кольцевых волн, одновременно с которыми регистрируют часть суши, выбирая и идентифицируя на ней не менее четырех характерных объектов, не лежащих на одной прямой.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с дополнительными придонными перегородками, заборным устройством, штангой датчика уровня криогенного топлива, маршевый двигатель.

Изобретение относится к наземным электрическим проверкам космических аппаратов (КА) при их изготовлении. В процессе проверок КА (1) используют: имитаторы ИБС (2) солнечных и имитаторы ИАБ (3) аккумуляторных батарей. В ИБС (2) и ИАБ (3) встроены ЭВМ, соответственно: (2-1) и (3-1). Количество каналов ИБС (2) равно числу фаз шунтового преобразователя (ШП), равного числу секций солнечных батарей. Встроенные ЭВМ связаны с ЭВМ (5) автоматизированного испытательного комплекса (4). Проверяют работу каждой фазы ШП в трех функциональных точках транзисторного ключа: в открытом, закрытом и регулирующем состояниях. Каждую фазу ШП настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки КА от стабилизированного преобразователя напряжения (при изготовлении этого преобразователя). Техническим результатом изобретения является повышение надежности электрических проверок КА. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний. В случае недостатка мощности солнечных батарей для питания нагрузки отключают функцию распределения токов разряда, контролируют разницу токов разряда для проверки исправности разрядных преобразователей. Обеспечивается надежность проведения электрических проверок КА. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов. Устройство содержит, в частности, средства распределения азота вокруг различного оборудования криогенных контуров через систему трубопроводов (4), оснащенную калиброванными отверстиями (5). Рассмотрен летательный аппарат, использующий устройство захолаживания и способ захолаживания оборудования криогенных контуров летательного аппарата. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута. Замки имеют корпуса с открытыми технологическими окнами в одной из боковых и в торцевых стенках и в стенках, прилегающих к стыковочному шпангоуту, в которых установлены пассивные и активные крюки. Пассивные крюки подпружинены тарельчатыми пружинами, а активные крюки установлены на коромыслах, расположенных на эксцентриковых валах со шкивами. На технологических окнах установлены пластины с отверстиями под активные и пассивные крюки и пазами под ответные активные и пассивные крюки соответственно. На коромыслах под активными крюками установлены заслонки с пазами под активные крюки. На технологических окнах установлены крышки. Пластины, заслонки и крышки выполнены из материалов с низкой теплопроводностью. Техническим результатом изобретения является обеспечение многократного использования элементов механизма герметизации стыка стыковочного агрегата. 11 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов различного назначения. В способе сборки КА на оснастку в форме трубы устанавливают опорные панели в плоскостях XOY, на опорные панели устанавливают с закреплением приборные панели, монтируют опорные панели жесткости в плоскости XOZ к приборным панелям, монтируют панель астроплаты в плоскости ZOY к оснастке, приборным панелям и опорным панелям жесткости. Производят монтаж панелей доступа с закреплением их к панели астроплаты и приборным панелям. В ходе монтажных операций закрепление между собой панелей и технологической оснастки производят с применением уголков и кронштейнов. Задачей является создание новой сборочной единицы, обладающей меньшим весом, высокой точностью, наряду с повышенной надежностью и максимальным упрощением процесса сборки.Техническим результатом изобретения является упрощение монтажа и сборки конструкции, сокращение времени сборки КА. 7 ил.

Наверх