МНОГОЦЕЛЕВАЯ СЛУЖЕБНАЯ ПЛАТФОРМА ДЛЯ СОЗДАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ Российский патент 2009 года по МПК B64G1/10 B64G1/22 

Изобретение относится к многоцелевым служебным платформам космических аппаратов, преимущественно малых космических аппаратов.

Развитие космической техники на современном этапе характеризуется созданием большого количества космических аппаратов различной массы. Дальнейшее повышение эффективности космических аппаратов связано с созданием многоцелевых служебных платформ, обеспечивающих функционирование заданного диапазона целевой аппаратуры и создание с минимальными затратами на базе многоцелевой служебной платформы серии различных космических аппаратов.

Как правило, в состав многоцелевой служебной платформы входят: бортовой комплекс управления, система ориентации и стабилизации, система электропитания на основе аккумуляторной и солнечной батарей, система обеспечения теплового режима, механические системы (например, для раскрытия панелей солнечных батарей), антенно-фидерные устройства, конструкция. Кроме того, в состав современных многоцелевых служебных платформ вводятся двигательные установки для решения задач орбитального маневрирования создаваемых космических аппаратов.

Основные требования к многоцелевой служебной платформе, обусловленные ее конструктивно-компоновочной схемой:

- минимальные габариты и масса;

- высокая плотность компоновки создаваемых с использованием многоцелевой служебной платформы космических аппаратов;

- минимальные конструктивные изменения многоцелевой служебной платформы при установке на нее целевой аппаратуры космического аппарата;

- минимальный объем наземной экспериментальной отработки;

- удобство эксплуатации.

Известна многоцелевая служебная платформа космического аппарата «Стерх» (или универсальная орбитальная платформа) (см. журнал «Новости космонавтики», №8 (223), июнь 2001 г., стр.48). Космический аппарат «Стерх» подразделяется на два модуля: модуль служебной аппаратуры и модуль полезной нагрузки. Модуль полезной нагрузки устанавливается на модуль служебной аппаратуры, реализуя продольную конструктивно-компоновочную схему космического аппарата «Стерх». Система отделения космического аппарата монтируется на торце модуля служебной аппаратуры.

К недостаткам данной платформы следует отнести то, что часть приборов служебной аппаратуры монтируется на модуле полезной нагрузки. К их числу, например, относятся: гравитационное устройство, электромагнитные устройства, солнечные датчики системы ориентации и стабилизации. В свою очередь, некоторые приборы целевой аппаратуры располагаются на модуле служебной аппаратуры, например, антенны. Двигательная установка, входящая в состав модуля служебной аппаратуры, монтируется на боковой поверхности космического аппарата «Стерх», конструктивно располагаясь на обоих модулях.

При таком подходе многоцелевая служебная платформа не является законченной сборочной единицей и конструктивно меняется при создании на ее основе нового космического аппарата с другой целевой аппаратурой. Это ведет к созданию новых конструкций служебной платформы, ухудшению габаритно-массовых характеристик, увеличению объемов наземной экспериментальной отработки, что является существенным недостатком.

Наиболее близкой к заявляемой многоцелевой платформе является космическая платформа «Нева» (см. журнал «Новости космонавтики», №7, июль 2005 г., стр.48-49).

Космическая платформа «Нева» содержит систему электроснабжения, систему ориентации и стабилизации, двигательную установку, бортовой информационно-управляющий комплекс, средства обеспечения теплового режима, конструкцию, электрооборудование, устройство крепления и отделения. Конструктивно платформа «Нева» выполнена в виде каркаса в форме куба, на четырех гранях которого установлены термостабилизированные панели из углепласта со служебной аппаратурой. На одной из незанятых граней куба установлена плата с двигательной установкой так, что блок хранения и подачи компонента топлива расположен внутри платформы, а блок двигателей - снаружи платы. На этой же плате выполнен фланец стыковки с адаптером средства выведения (например, ракеты-носителя). На противоположной незанятой грани куба расположен фланец для установки модуля полезной нагрузки.

При создании космических аппаратов на основе платформы «Нева» модуль полезной нагрузки устанавливается на модуль служебной аппаратуры, реализуя продольную конструктивно-компоновочную схему космического аппарата.

Недостатки многоцелевой служебной платформы по прототипу обусловлены конструктивно-компоновочной схемой космических аппаратов, создаваемых на ее основе, и сводятся к следующему.

1. Служебная аппаратура и часть двигательной установки в основном смонтирована на панелях так, что она занимает внутренний объем служебной платформы. Фланец для установки модуля полезной нагрузки выполнен сплошным, что исключает расположение (заглубление) части приборов целевой аппаратуры в свободных внутренних зонах служебной платформы.

Кроме того, такая компоновка служебной аппаратуры с учетом кабельной сети обладает локальными свободными внутренними зонами служебной платформы, которые физически не могут быть использованы для расположения (заглубления) части приборов целевой аппаратуры, расположенной в модуле полезной нагрузки.

Все это ведет к снижению плотности компоновки всего космического аппарата и, как следствие, к увеличению его массы.

2. При использовании двигателей маневрирования для снижения возмущающих моментов на космический аппарат необходимо, чтобы вектор тяги двигателей проходил через центр масс космического аппарата. Это достигается либо балансировкой космического аппарата, либо двигатель снабжается системой его выставки в нужное направление. Многоцелевая служебная платформа, как правило, предназначена для создания различных космических аппаратов с различной целевой аппаратурой. В этом случае проводить балансировку космических аппаратов при помощи балансировочных грузов нецелесообразно, т.к. ведет к увеличению массы. Поэтому двигательную установку необходимо снабжать системой выставки двигателей. Расположение блока двигателей снаружи служебной платформы на фланце, предназначенной для стыковки космического аппарата с адаптером (через систему отделения), ведет к усложнению системы выставки двигателей. Кроме того, усложняется сама система отделения космического аппарата, которая должна разрабатываться с учетом выступания части двигательной установки в зону ее установки.

Кроме того, такое расположение двигательной установки усложняет систему заправки двигательной установки топливом из-за ограниченных доступов к ней.

3. В конструктивном исполнении модуль служебной аппаратуры и модуль целевой аппаратуры являются самостоятельными отсеками, стыкуемыми между собой. Это ведет к увеличению массы конструкции всего космического аппарата.

4. Создаваемые на основе модуля служебной аппаратуры космические аппараты для разного состава целевой аппаратуры будут иметь разные размеры. Сроки создания средств адаптации космических аппаратов малой массы (адаптеров для группового и попутного запуска) составляют примерно 50% от времени создания космических аппаратов. В этом случае при реализации групповых (попутных) запусков создаваемых космических аппаратов сроки начала их адаптации к ракете-носителю будут определяться сроками создания космических аппаратов. Этот факт увеличивает сроки и в конечном итоге стоимость создания адаптеров для группового (попутного) запуска космических аппаратов, поскольку для обеспечения заданных сроков запуска космических аппаратов сроки создания адаптеров, как правило, приходится сокращать. Кроме того, существенно затрудняется разработка и создание многоцелевых адаптеров для групповых (попутных) запусков.

Целью заявляемой многоцелевой служебной платформы является повышение плотности компоновки, снижение массы, повышение технических и эксплуатационных характеристик, а также сокращение сроков и стоимости создания средств адаптации к ракетным средствам выведения создаваемых на ее основе космических аппаратов с различной целевой аппаратурой.

Поставленная цель достигается тем, что модуль служебной аппаратуры выполнен в виде открытой коробчатой конструкции в форме прямоугольного параллелепипеда, образованной торцевой платой и скрепленной с ней четырех боковых плат, внутри которой неподвижно установлены перпендикулярно торцевой плате и параллельно боковым платам две промежуточные платы, делящие служебный модуль на три отсека, в которых установлена служебная аппаратура, при этом на одной из плат служебного модуля, параллельной промежуточным платам, смонтированы узлы стыковки с системой отделения, а двигательная установка смонтирована в модуле служебной аппаратуры между промежуточными платами в районе предполагаемого центра масс космического аппарата так, что вектор тяги микродвигателя параллелен промежуточной плате, перпендикулярен торцевой плате служебного модуля и направлен от его открытой части, причем двигательная установка установлена с возможностью ее перемещения в двух взаимно-перпендикулярных направлениях, перпендикулярном промежуточным платам и параллельном торцевой плате, за счет монтажа ее на установочной плате, закрепленной при помощи фиксирующих гаек на четырех резьбовых стойках, установленных в промежуточных платах, и продольных пазов в плате двигательной установки, обеспечивающих стыковку двигательной установки винтами через пазы с установочной платой и механизмов винт-гайка, смонтированных на установочной плате и плате двигательной установки параллельно пазам, при этом плата с узлами стыковки с системой отделения и диаметрально противоположная боковая плата со стороны открытой части модуля служебной аппаратуры содержат выступающие за модуль кронштейны, на которых, а также диаметрально противоположно на этих же платах смонтированы узлы установки панелей солнечных батарей, причем узлы установки модуля полезной нагрузки с приборами целевой аппаратуры в виде, например, резьбовых отверстий расположены на свободных торцах боковых плат модуля служебной аппаратуры и выступающих кронштейнах, а зона расположения приборов целевой аппаратуры образована пространством между панелями солнечной батареи, установленными на кронштейнах, и свободной зоной модуля служебной аппаратуры со стороны открытой его части.

Заявляемая многоцелевая служебная платформа поясняется чертежами, на которых показано:

- на фиг.1 - общий вид многоцелевой служебной платформы без модуля полезной нагрузки;

- на фиг.2 - расположение приборов служебной аппаратуры на многоцелевой служебной платформе со снятыми панелями солнечных батарей и торцевой платы;

- на фиг.3 - объемный вид многоцелевой служебной платформы с модулем полезной нагрузки со снятыми крышками на платах;

- на фиг.4 - объемный вид составляющих космического аппарата в составе: многоцелевая служебная платформа с панелями солнечных батарей, модуль полезной нагрузки;

- на фиг.5 - монтаж двигательной установки в многоцелевой служебной платформе;

- на фиг.6 - узел крепления двигательной установки на установочной плате;

- на фиг.7 - монтаж двигательной установки в многоцелевой служебной платформе (вид со стороны микродвигателя).

Многоцелевая служебная платформа выполнена в виде открытой коробчатой конструкции в форме прямоугольного параллелепипеда, образованной торцевой платой 1 и скрепленной с ней четырех боковых плат 2, 3, 4, 5. Внутри коробчатой конструкции неподвижно установлены перпендикулярно торцевой плате и параллельно боковым платам 4, 5 две промежуточные платы 6, 7, делящие служебный модуль на три отсека, в которых установлена служебная аппаратура. Кроме того, между платами 6, 7 параллельно им смонтирована установочная плата 8.

В состав многоцелевой служебной платформы входят складываемые панели солнечных батарей 9, 10 с приводами их раскрытия и механическими узлами фиксации-раскрытия (на чертеже не показаны).

На боковой плате 5 смонтированы приборы системы ориентации и стабилизации 11 и антенны 12. Между платами 5, 6 смонтированы электронные приборы бортового комплекса управления, системы электропитания, системы ориентации и стабилизации 13. Между платами 4,7 установлены аккумуляторные батареи 14. Между платами 6, 7 смонтирована двигательная установка 15.

Двигательная установка 15 установлена с возможностью ее перемещения в двух взаимно-перпендикулярных направлениях, перпендикулярном промежуточным платам 6, 7 и параллельном торцевой плате 1. Для этого двигательная установка 15 смонтирована на собственной прямоугольной плате 16, по углам которой выполнены пазы 17. Плата 16 двигательной установки через пазы 17 крепится к установочной плате 8 винтами 18, для чего в плате 8 выполнены резьбовые отверстия (на чертеже на показаны). Продольный размер пазов 17 выполнен из условия выставки микродвигателя 19 относительно поперечного центра масс всего космического аппарата.

Для перемещения и фиксации платы 16 двигательной установки относительно установочной платы 8 служат винты 20, установленные в кронштейнах 21 на установочной плате 8 и кронштейнах 22 на плате 16.

Установочная плата 8 для монтажа двигательной установки 15 установлена на четырех резьбовых стойках 23 при помощи гаек 24, 25, обеспечивающих перемещение платы 8 с установленной на ней двигательной установкой 15 относительно стоек 23. Стойки 23 расположены перпендикулярно платам 6, 7 и закреплены в них.

Вектор тяги микродвигателя 19 параллелен промежуточным платам 6, 7, перпендикулярен торцевой плате 1 служебного модуля и направлен от его открытой части, а сам микродвигатель 19 выступает за торцевую плату 1 через окно в защитном кожухе (на чертеже не показан), закрывающем вырез 26 в торцевой плате 1.

Установка космических аппаратов, создаваемых на основе данной многоцелевой служебной платформы, на адаптере ракеты-носителя при реализации групповых и попутных запусков осуществляется при помощи системы отделения, монтируемой на плате 4 (на чертеже не показано).

Боковые платы 4, 5 модуля служебной аппаратуры со стороны открытой части модуля служебной аппаратуры содержат выступающие за модуль кронштейны 27, 28 соответственно, на которых смонтированы узлы установки панелей солнечных батарей 10. Диаметрально противоположно на этих же платах смонтированы узлы установки панелей солнечных батарей 9.

Узлы установки модуля полезной нагрузки с приборами целевой аппаратуры в виде, например, резьбовых отверстий расположены на свободных торцах боковых плат 2, 3 модуля служебной аппаратуры и выступающих кронштейнах 27, 28 (на чертеже на показано).

Таким образом, зоной расположения приборов целевой аппаратуры является пространство между панелями солнечной батареи 10 и свободное пространство в модуле служебной аппаратуры со стороны открытой его части.

Кронштейны 27, 28 определяют размеры зоны полезной нагрузки и при необходимости ее изменения также должны быть изменены.

В качестве примера приведен модуль полезной нагрузки корытообразной формы, содержащий плату 29 и скрепленный с ним короб 30. Приборы целевой аппаратуры 31 смонтированы на плате 29 и могут монтироваться по обе его стороны, располагаясь при этом в свободных зонах модуля служебной аппаратуры.

Плата 29 модуля полезной нагрузки крепится к свободным торцам боковых плат 2, 3 модуля служебной аппаратуры и выступающим кронштейнам 27, 28 (на чертеже на показано).

Такое конструктивное исполнение модуля полезной нагрузки может использоваться при наличии в составе целевой аппаратуры крупногабаритных складываемых антенн на основе каркасно-пленочных конструкций, раскрытие которых осуществляется в космосе.

Расположение складываемой панели солнечной батареи 10 со стороны модуля полезной нагрузки обеспечивает защиту приборов целевой аппаратуры при наземной эксплуатации космического аппарата и доступ к служебным приборам. Особенно необходимо обеспечить доступ к двигательной установке 15 для проведения ее заправки топливом при подготовке космического аппарата к пуску.

Для обеспечения энергобаланса на участке ввода космического аппарата в эксплуатацию, когда панели солнечной батареи 9, 10 не раскрыты или при временной потере ориентации, в состав многоцелевой служебной платформы введены дополнительные панели солнечной батареи 32.

Платы служебного модуля снабжены съемными крышками 33, 34, 35 для защиты расположенных там приборов и двигательной установки.

В крышке 33 выполнено окно для доступа к заправочной муфте 36 двигательной установки 15.

Использование и работа многоцелевой служебной платформы осуществляется следующим образом.

Рассмотрим случай, когда многоцелевая служебная платформа с некоторыми размерами кронштейнов 27, 28 по габаритам и другим параметрам обеспечивает размещение и функционирование некоторого множества целевой аппаратуры {Ц₁}. Тогда для множества целевой аппаратуры {Ц₁} множество {S_kai}₁ значений вектора конструктивных параметров, определяющих структурный состав создаваемого i-ro космического аппарата, представим в виде отображения:

{S_kai}¹:S_Б ¹×S_цi ¹×S_oпнi ¹, (1)

где, S_Б ¹ - множество значений параметров, определяющих базовую

структуру многоцелевой служебной платформы, используемую при решении всего диапазона целевых задач {Ц₁};

S_цi ¹ - множество значений параметров, определяющих комплектующие

структуры в виде целевой аппаратуры из множества {Ц1}, используемой при создании отдельных i-х космических аппаратов;

S_oпнi ¹- множество значений параметров, определяющих комплектующие

структуры в виде различных отсеков для размещения целевой аппаратуры из множества {Ц₁}, используемых при создании отдельных i-x космических аппаратов.

В этом случае в состав базовой структуры S_Б ¹ многоцелевой служебной платформы войдут: вся служебная аппаратура 11, 12, 13, 14, 15, панели солнечной батареи 9, 10, 32, конструкция в виде плат 1-8, а также кронштейны 27, 28 на платах 4, 5. Размеры кронштейнов 27, 28 определят габариты платы 29 и короба 30 отсека полезной нагрузки и зону для размещения аппаратуры рассматриваемого множества целевой аппаратуры

Кроме того, с учетом установки панелей 10 солнечной батареи на кронштейны 27, 28, будут определены габариты многоцелевой служебной платформы и габариты космических аппаратов, создаваемых на ее основе.

Множество S_oпнi ¹ будут составлять различные по конструкции модули полезной нагрузки, например, в виде плат 29 и короба 30 с габаритами, определяемыми размерами кронштейнов 27, 28.

В этом случае все создаваемые на основе многоцелевой служебной платформы космические аппараты для целевого множества {Ц₁} будут иметь одинаковые размеры.

Рассмотрим случай, когда созданная для целевого множества {Ц₁} многоцелевая служебная платформа не обеспечивает по габаритам размещение и функционирование некоторого множества целевой аппаратуры {Ц₂}. Тогда для множества целевой аппаратуры {Ц₂} множество {S_КАi}² значений вектора конструктивных параметров, определяющих структурный состав создаваемого i-гo космического аппарата, представим в виде отображения:

{S_КАi}²: S_Б ²×S_КБ ²×S_цi ²×S_опнi ², (2)

где, S_Б ² - множество значений параметров, определяющих базовую структуру многоцелевой служебной платформы, используемую при решении

всего диапазона целевых задач {Ц₂};

S_KБ ² - множество значений параметров, определяющих комплектующие структуры базовой структуры многоцелевой служебной платформы в виде кронштейнов 27, 28, используемых при создании отдельных i-x космических аппаратов;

S_цi ² - множество значений параметров, определяющих комплектующие структуры в виде целевой аппаратуры из множества {Ц₂}, используемой при создании отдельных i-x космических аппаратов;

S_опнi ²- множество значений параметров, определяющих комплектующие структуры в виде различных отсеков для размещения целевой аппаратуры из множества {Ц₂}, используемых при создании отдельных i-x космических аппаратов.

В состав базовой структуры S_Б ² многоцелевой служебной платформы войдут: вся служебная аппаратура 11, 12, 13, 14, 15, панели солнечной батареи 9, 10, конструкция в виде плат 1-8.

Размеры кронштейнов 27, 28 могут быть выбраны для наиболее габаритной целевой аппаратуры из множества {Ц₂} либо выбираться и изготавливаться для каждого комплекта целевой аппаратуры.

Кронштейны 27, 28 могут быть сменными и крепиться к платам 4, 5 соответственно. Возможен также вариант изготовления кронштейнов 27, 28 заодно с платами 4, 5, тогда при создании i-гo космического аппарата будут заново изготавливаться платы 4, 5 с кронштейнами 27, 28.

По аналогии с (1) размеры кронштейнов 27, 28 определят габариты платы 29 и короба 30 отсека полезной нагрузки и зону для размещения аппаратуры 31 рассматриваемого множества целевой аппаратуры {Ц₂}. Кроме того, с учетом установки панелей 10 солнечной батареи на кронштейны 27, 28 будут определены габариты многоцелевой служебной платформы и габариты космических аппаратов, создаваемых на ее основе.

Множество S_опнi ² также будут составлять различные по конструкции отсеки полезной нагрузки в виде плат 29 и короба 30 с габаритами, определяемыми размерами кронштейнов 27, 28.

В данном случае все создаваемые на основе многоцелевой служебной платформы космические аппараты для целевого множества {Ц₂} будут иметь либо одинаковые размеры, определяемые размерами кронштейнов 27, 28 для наиболее габаритной целевой аппаратуры, либо разные с учетом конкретных размеров кронштейнов 27, 28, изготавливаемых под конкретную целевую аппаратуру.

При создании i-гo космического аппарата производится определение его положения центра масс. С учетом положения центра масс космического аппарата производится выставка вектора тяги микродвигателя 19 в требуемое положение, при котором вектор тяги проходит через центр масс космического аппарата. Выставка осуществляется за счет перемещения всей двигательной установки 15 относительно пазов 17 в поперечном направлении и двигательной установки 15 с платой 8 относительно резьбовых стоек 23 в продольном направлении.

Перемещение в поперечном направлении осуществляется винтами 20, установленными в кронштейнах 21 на плате 8 и кронштейнах 22 на плате 16, при ослабленных крепежных винтах 18.

Заявляемая многоцелевая служебная платформа по сравнению с прототипом позволяет следующее.

1. Повысить плотность компоновки создаваемых на основе многоцелевой служебной платформы космических аппаратов на 15-20% за счет боковой компоновки модуля полезной нагрузки по отношению к служебной платформе и расположения приборов целевой аппаратуры в свободных зонах модуля служебной аппаратуры.

2. Снизить массу конструкции создаваемых на основе многоцелевой служебной платформы космических аппаратов на 10-15% за счет повышения их плотности компоновки.

3. Повысить эксплуатационные и технические характеристики создаваемых на основе многоцелевой служебной платформы космических аппаратов за счет обеспечения доступа к приборам служебной аппаратуры при подготовке космического аппарата к пуску и точной выставки микродвигателя 15 относительно центра масс космического аппарата.

4. Для заданного множества целевой аппаратуры в соответствии с выражением (1) все создаваемые на основе многоцелевой служебной платформы космические аппараты будут иметь одинаковые размеры. Это позволяет на 30-35% сократить сроки и на 20-25% стоимость создания адаптеров для группового (попутного) запуска создаваемых космических аппаратов за счет реализации параллельной схемы создания космических аппаратов и адаптеров для их группового (попутного) запуска.

Кроме того, при наличии некоторой программы запусков космических аппаратов появляется возможность разработки и создания многоцелевых адаптеров для группового (попутного) запуска, еще более повышающих эффективность их создания.

Заявляемая многоцелевая служебная платформа прошла полный цикл наземной экспериментальной отработки, включая комплексные электрические испытания, испытания на воздействие вибромеханических нагрузок, испытания в термовакуумной камере, испытания на электромагнитную совместимость и др., подтвердивший высокие технические и эксплуатационные характеристики служебной платформы.

Изобретение относится преимущественно к малым космическим аппаратам (КА), запускаемым групповым и попутным способом. Платформа содержит модуль служебной аппаратуры в форме прямоугольного параллелепипеда, образованного торцевой платой (1) и четырьмя боковыми платами (2, 3, 4, 5). Внутри установлены две промежуточные платы (6, 7), делящие модуль на три отсека для служебной аппаратуры. Между платами (4, 7) установлены аккумуляторные батареи, а между платами (5, 6) - электронные приборы бортового комплекса управления, системы электропитания, ориентации и стабилизации. На боковой плате (5) смонтированы приборы системы ориентации и стабилизации (11) и антенны (12). На одной из плат служебного модуля, параллельной промежуточным платам, смонтированы узлы стыковки с системой отделения. Двигательная установка смонтирована между промежуточными платами (6, 7) в районе предполагаемого центра масс КА так, чтобы вектор тяги микродвигателя (19) был параллелен промежуточной плате и перпендикулярен торцевой плате (1). Двигательная установка имеет возможность перемещения в двух взаимно-перпендикулярных направлениях благодаря соответствующим регулировочным элементам (резьбовым стойкам с гайками, пазам и механизмам типа «винт-гайка»). Панели солнечных батарей (9, 10) смонтированы на выступающих за пределы модуля кронштейнах. Узлы установки модуля полезной нагрузки расположены на свободных торцах боковых плат модуля и выступающих кронштейнах. Причем приборы целевой аппаратуры полезной нагрузки располагаются в пространстве между солнечными батареями (9, 10) и свободной зоной модуля со стороны открытой его части. Для защиты приборов и двигательной установки предусмотрены съемные крышки (33, 34, 35). Двигательная установка снабжена заправочной муфтой (36). Техническим результатом изобретения является повышение плотности компоновки КА, снижение массы конструкции, улучшение технико-экономических и эксплуатационных характеристик. 7 ил.

Многоцелевая служебная платформа для создания космических аппаратов, содержащая модуль служебной аппаратуры с расположенными в нем приборами служебных систем, узлы стыковки с системой отделения, прикрепленную к модулю двигательную установку, расположенные на боковых гранях модуля диаметрально противоположно поворотные панели солнечных батарей и узлы установки модуля полезной нагрузки с приборами целевой аппаратуры, отличающаяся тем, что модуль служебной аппаратуры выполнен в виде открытой коробчатой конструкции в форме прямоугольного параллелепипеда, образованной торцевой платой и скрепленными с ней четырьмя боковыми платами, внутри которой неподвижно установлены перпендикулярно торцевой плате и параллельно боковым платам две промежуточные платы, делящие служебный модуль на три отсека, в которых установлена служебная аппаратура, при этом на одной из плат служебного модуля, параллельной промежуточным платам, смонтированы указанные узлы стыковки с системой отделения, а двигательная установка смонтирована в модуле служебной аппаратуры между промежуточными платами в районе предполагаемого центра масс космического аппарата так, что вектор тяги ее микродвигателя параллелен промежуточной плате, перпендикулярен торцевой плате служебного модуля и направлен от его открытой части, причем двигательная установка установлена с возможностью ее перемещения в двух взаимно перпендикулярных направлениях:
перпендикулярном промежуточным платам и параллельном торцевой плате, что обеспечено путем ее монтажа на установочной плате, закрепленной при помощи фиксирующих гаек на четырех резьбовых стойках, установленных в промежуточных платах, и продольных пазов в плате двигательной установки, обеспечивающих стыковку двигательной установки винтами через пазы с установочной платой, а также механизмов типа «винт-гайка», смонтированных на установочной плате и плате двигательной установки параллельно указанным пазам, при этом плата, на которой смонтированы узлы стыковки с системой отделения, и диаметрально-противоположная боковая плата со стороны открытой части модуля служебной аппаратуры - содержат выступающие за модуль кронштейны, на которых, а также диаметрально противоположно на этих же платах - смонтированы узлы установки панелей солнечных батарей, причем указанные узлы установки модуля полезной нагрузки с приборами целевой аппаратуры в виде, например, резьбовых отверстий расположены на свободных торцах боковых плат модуля служебной аппаратуры и указанных выступающих кронштейнах, а зона расположения приборов целевой аппаратуры образована пространством между панелями солнечной батареи, установленными на указанных кронштейнах, и свободной зоной модуля служебной аппаратуры со стороны открытой его части.