КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ БЛОЧНО-МОДУЛЬНОГО ИСПОЛНЕНИЯ Российский патент 2017 года по МПК B64G1/10 

Описание патента на изобретение RU2621132C1

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.

Похожие патенты RU2621132C1

название год авторы номер документа
БЛОЧНЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ 2010
  • Макриденко Леонид Алексеевич
  • Боярчук Кирилл Александрович
  • Геча Владимир Яковлевич
  • Захаренко Андрей Борисович
  • Дульцев Александр Александрович
RU2425783C1
УНИФИЦИРОВАННАЯ КОСМИЧЕСКАЯ ПЛАТФОРМА МОДУЛЬНОГО ПРИНЦИПА ПОСТРОЕНИЯ 2018
  • Лесихин Валерий Васильевич
  • Яковлев Андрей Викторович
  • Яковлева Анна Валерьевна
  • Биндокас Кирилл Альгирдасович
  • Чекунов Юрий Борисович
  • Зимин Иван Иванович
  • Валов Михаил Владимирович
  • Вашкевич Вадим Петрович
RU2684877C1
КОСМИЧЕСКАЯ ПЛАТФОРМА 2016
  • Жуль Николай Сергеевич
  • Шаклеин Пётр Алексеевич
  • Яковлев Андрей Викторович
  • Попов Василий Владимирович
  • Янишевский Владимир Викторович
  • Волохов Владимир Борисович
  • Вашкевич Вадим Петрович
  • Жуль Александр Сергеевич
RU2648520C2
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ, ЕГО МОДУЛЬ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ И МОДУЛЬ СЛУЖЕБНЫХ СИСТЕМ 2016
  • Мартынов Максим Борисович
  • Пичхадзе Константин Михайлович
  • Бабышкин Владимир Евгеньевич
  • Митькин Александр Сергеевич
  • Бирюков Андрей Сергеевич
  • Ковалев Вячеслав Сергеевич
  • Мартынов Борис Николаевич
  • Огородников Вадим Александрович
  • Калинин Всеволод Иванович
  • Тимофеев Николай Георгиевич
RU2617162C1
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ БЛОЧНО-МОДУЛЬНОГО ИСПОЛНЕНИЯ 1995
  • Ашурков Е.А.
  • Кожухов В.П.
  • Козлов А.Г.
  • Корчагин Е.Н.
  • Попов В.В.
  • Решетнев М.Ф.
RU2092398C1
КОСМИЧЕСКАЯ ПЛАТФОРМА 2016
  • Жуль Николай Сергеевич
  • Мошкин Игорь Дмитриевич
  • Шаклеин Пётр Алексеевич
  • Яковлев Андрей Викторович
  • Попов Василий Владимирович
  • Выгонский Юрий Григорьевич
  • Вашкевич Вадим Петрович
RU2688630C2
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ С РЕГУЛЯРНОЙ ОРИЕНТАЦИЕЙ ОТНОСИТЕЛЬНО СОЛНЦА 2003
  • Земсков Е.Ф.
  • Ковтун В.С.
  • Сургучев О.В.
  • Носкин Г.В.
  • Лобанов В.Н.
  • Вовк А.В.
RU2264954C2
МОДУЛЬ СЛУЖЕБНЫХ СИСТЕМ 2015
  • Мартынов Максим Борисович
  • Бабышкин Владимир Евгеньевич
  • Митькин Александр Сергеевич
  • Мартынов Борис Николаевич
  • Иванов Александр Вячеславович
RU2617018C1
КОСМИЧЕСКАЯ ПЛАТФОРМА 2014
  • Жуль Николай Сергеевич
  • Шаклеин Пётр Алексеевич
  • Яковлев Андрей Викторович
  • Попов Василий Владимирович
  • Кузнецов Анатолий Юрьевич
  • Выгонский Юрий Григорьевич
  • Косенко Виктор Евгеньевич
RU2569658C2
МОДУЛЬ СЛУЖЕБНЫХ СИСТЕМ 2015
  • Мартынов Максим Борисович
  • Пичхадзе Константин Михайлович
  • Бабышкин Владимир Евгеньевич
  • Митькин Александр Сергеевич
  • Ломакин Илья Владимирович
  • Мартынов Борис Николаевич
  • Бирюков Андрей Сергеевич
  • Огородников Вадим Александрович
RU2621221C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 621 132 C1

Реферат патента 2017 года 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.

Формула изобретения RU 2 621 132 C1

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.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2017 года RU2621132C1

МОДУЛЬНАЯ КОНСТРУКЦИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА 2003
  • Медведев А.А.
  • Недайвода А.К.
  • Радугин И.С.
  • Хатулев В.А.
  • Михеев О.В.
  • Завора Ю.И.
  • Николаев А.А.
  • Левитин С.М.
  • Положенцев А.Е.
  • Белик С.В.
RU2247683C1
КОСМИЧЕСКИЙ МОДУЛЬ 2007
  • Полищук Георгий Максимович
  • Пичхадзе Константин Михайлович
  • Моишеев Александр Александрович
  • Кудряшов Виктор Алексеевич
  • Скрябин Марк Иванович
  • Поляков Александр Борисович
RU2389660C2
УСТРОЙСТВО УСТАНОВКИ АГРЕГАТОВ НА ИЗДЕЛИИ 2012
  • Колесник Денис Викторович
  • Белик Сергей Владимирович
  • Тарасов Андрей Борисович
  • Кузиков Евгений Александрович
RU2510606C2
US 5152482 A1, 06.10.1992.

RU 2 621 132 C1

Авторы

Геча Владимир Яковлевич

Захаренко Андрей Борисович

Свиридов Юрий Николаевич

Позднякова Вера Дмитриевна

Даты

2017-05-31Публикация

2015-12-31Подача