Результат интеллектуальной деятельности: КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ БЛОЧНО-МОДУЛЬНОГО ИСПОЛНЕНИЯ

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.