Результат интеллектуальной деятельности: КОСМИЧЕСКАЯ ПЛАТФОРМА

Настоящее изобретение предназначено для использования в космической технике при разработке космических аппаратов.

Известна многоцелевая космическая платформа для создания космических аппаратов (RU 2376212). Платформа содержит каркас, выполненный в форме параллелепипеда, с установленными на нем боковыми, верхней и нижней панелями, шарнирно закрепленными на каркасе солнечными батареями. Внутрикаркасное пространство разделено промежуточной панелью, размещенной между нижней и верхней панелями и закрепленной на каркасе, соответственно на отсек служебных систем и отсек полезной нагрузки.

Недостатком данного технического решения является отсутствие возможности разместить на боковых стенках (панелях) корпуса некоторые виды целевой аппаратуры космических аппаратов (антенны), отличающихся значительными габаритами, т.к. боковые стенки платформы заняты каркасами солнечных батарей, и размещение на боковых стенках других элементов полезной нагрузки может препятствовать раскрытию солнечных батарей. Кроме того, отсутствие привода поворота солнечных батарей требует постоянного изменения ориентации КА для того, чтобы обеспечить постоянную ориентацию солнечных батарей на солнце. Данное свойство ограничивает возможности применения платформы, в частности нецелесообразно использовать данную космическую платформу для космических аппаратов на геостационарной орбите.

В качестве ближайшего аналога (прототипа) выбрана известная многоцелевая космическая платформа для создания космических аппаратов (RU 2375267). Платформа содержит модуль служебной аппаратуры в форме прямоугольного параллелепипеда, образованного торцевой платой и четырьмя боковыми платами. Внутри установлены две промежуточные палаты, делящие модуль на три отсека для служебной аппаратуры. На боковой плате смонтированы приборы системы ориентации и стабилизации и антенны. На одной из плат смонтированы узлы стыковки с системой отделения. Двигательная установка смонтирована в районе предполагаемого центра масс. Панели солнечных батарей смонтированы на выступающих за пределы модуля кронштейнах. Узлы установки модуля полезной нагрузки (МПН) расположены на свободных торцах боковых плат модуля и выступающих кронштейнах. Причем приборы целевой аппаратуры полезной нагрузки располагаются в пространстве между солнечными батареями и свободной зоной модуля со стороны открытой его части.

Ряд существенных недостатков, характерных для прототипа, заключается в следующем:

1. Зона, занимаемая МПН, ограничена свободным пространством между солнечными батареями и свободной зоной модуля со стороны открытой его части, что накладывает ограничения на размеры МПН. При такой компоновке не используется коническая часть головного обтекателя (ГО) ракеты-носителя;

2. Наличие разделения функций конструкции на силовую и тепловую, т.е. использование в прочностной схеме в основном внутренних силовых элементов для обеспечения жесткости, прочности, геометрической стабильности и термоупругости.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является улучшение технических и эксплуатационных характеристик, а также сокращение сроков и стоимости создания на ее основе космических аппаратов (КА) с различной целевой аппаратурой.

Задача решается тем, что космическая платформа, содержащая модуль служебных систем (МСС) в форме прямоугольного параллелепипеда, узлы стыковки с системой отделения, двигательную установку, солнечные батареи, имеет пространственную конструкцию, причем конструктивно-силовую основу космической платформы составляет цилиндрический отсек (силовая конструкция корпуса), выполненный в виде сетчатой конструкции из высокомодульного углепластика, с закрепленными на нем сотовыми панелями, соединенными между собой кронштейнами, 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, верхняя панель и вертикальная панель отводятся под размещение приборов подсистем, в состав многоцелевой космической платформы входят складываемые панели солнечных батарей (СБ), для ориентации нормали активной поверхности панелей СБ на солнце предназначен привод батареи солнечной, двигательная установка системы коррекции (СК) на основе стационарных плазменных двигателей на ксеноне, размещенных на титановых кронштейнах, векторами тяг блоков коррекции проходящих через фактический центр масс КА, для обеспечения прохождения векторов тяг через фактический центр масс блоки коррекции установлены на титановые кронштейны с возможностью перемещения в одной плоскости и вращения относительно оси, в качестве исполнительного органа для создания управляющих моментов относительно осей связанной с КА системы координат используется двигательная установка системы ориентации и стабилизации, двигательные блоки ориентации располагаются на панелях-радиаторах, в зоне стыка с верхней панелью и в центре силовой конструкции корпуса (СКК) со стороны стыковки с ракетой-носителем, на расстоянии от центра масс КА на базе заявляемой платформы, обеспечивающем максимальные плечи управляющих моментов, установка космических аппаратов на базе данной космической платформы на ракету-носитель при реализации групповых и попутных запусков осуществляется при помощи устройства отделения, установленного по нижнему шпангоуту СКК, для обеспечения температурного режима оборудования в составе платформы существует система терморегулирования, основными базовыми решениями являются применение полностью резервированного жидкостного контура СТР и средств пассивного регулирования.

Космическая платформа представляет собой конструктивно и функционально обособленный модуль, объединяющий все бортовые служебные подсистемы, которые должны обеспечивать работу полезной нагрузки и предоставлять для нее все необходимые ресурсы и услуги.

В процессе создания КА космическая платформа объединяется с полезной нагрузкой, которая также представляет собой конструктивно и функционально обособленный модуль.

Для обеспечения простой интеграции с различными полезными нагрузками, соответствующими различным спутникам, космическая платформа имеет простые и четко определенные унифицированные интерфейсы, включая:

- механический интерфейс;

- электрический интерфейс;

- тепловой интерфейс;

- информационный интерфейс.

Построение и характеристики интерфейсов универсальные и обеспечивают возможность интеграции с платформой полезных нагрузок различных спутников, которые соответствуют диапазону интерфейсных требований платформы.

Все интерфейсы пространственно расположены в зонах стыковки конструкций платформы и полезной нагрузки и к ним обеспечивается легкий доступ на всех этапах наземной эксплуатации.

Космическая платформа также обеспечивает установку созданного на ее базе спутника, на средства выведения для осуществления запуска. Для этой цели она имеет унифицированный интерфейс, согласованный для всех применимых средств выведения.

Интерфейс со средствами выведения используется также для стыковки с наземным транспортировочным и технологическим оборудованием в процессе работ по сборке, интеграции и испытаниям платформы и спутника в целом, а также транспортировке и подготовке на полигоне запуска.

Космическая платформа имеет в своем составе бортовые системы, способные как минимум обеспечить выполнение следующих функций в обеспечении функционирования КА на участке выведения на орбиту, дрейфа и установки в заданную точку геостационарной орбиты (ГСО), выполнения целевых задач в течение срока эксплуатации:

- общее управление работой всех подсистем и оборудования и взаимодействие с наземным комплексом управления;

- перевод платформы из стартовой конфигурации в рабочую;

- ориентация и стабилизация корпуса КА с требуемыми точностями;

- удержание КА в заданной точке ГСО с требуемыми точностями;

- формирование управляющих сил и моментов в процессе ориентации, стабилизации КА и управления его движением;

- электропитание всех подсистем платформы и МПН во всех режимах эксплуатации;

- поддержание температурных режимов всех элементов платформы и МПН в заданных пределах;

- поддержание всех элементов КА в требуемом взаимном положении на всех этапах эксплуатации и защита от внешних воздействий;

- обеспечение проведения наземной отработки и испытаний КА и его бортовых систем, взаимодействия с наземным испытательным оборудованием.

Заявляемая космическая платформа поясняется чертежами, на которых изображено:

- на фиг.1 изображен вид общий (рабочее состояние КП в аксонометрической проекции);

- на фиг.2 изображен вид общий (стартовое состояние КП в аксонометрической проекции);

- на фиг.3 - конструктивное деление платформы;

- на фиг.4 - размещение баков хранения рабочего тела для двигательных установок.

Конструктивно-силовой основой платформы является негерметичный приборный отсек, который состоит из силовой конструкции корпуса 1, выполненный в виде сетчатой конструкции из высокомодульного углепластика и закрепленного на ней приборного блока 2, выполненного из трехслойных сотопанелей, соединенных между собой кронштейнами. Приборный блок 2 негерметичного исполнения служит для размещения аппаратуры модуля служебных систем, выполнен в виде прямоугольного параллелепипеда из плоских панелей 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9. Приборный блок 2 закреплен на торце изогридной трубы 1. Панель 3 наружной поверхностью обращена к панелям солнечных батарей 10, имеет прямоугольную форму с круглым отверстием по центру, в котором размещена изогридная труба 1. На панели 1 находится часть приборов 11, электрические интерфейсы и гидравлические интерфейсы 12 для стыковки с модулем полезной нагрузки. Вдоль СКК 1 располагается вертикальная панель 9, на которой расположено оборудование 11.

Внутренний объем корпуса МСС, верхняя панель 3, панель вертикальная 9 отводится под размещение приборов подсистем 11, аккумуляторных батарей 13, элементов 14 системы терморегулирования. Так же часть элементов 14 СТР крепится на СКК 1.

Внутри цилиндрического отсека СКК устанавливаются баки хранения рабочего тела 15 для двигательной установки системы коррекции и баки хранения рабочего тела 16 для ДУ системы ориентации и стабилизации. Количество баков может изменяться в зависимости от миссии космического аппарата построенного на базе данной платформы.

В состав многоцелевой космической платформы входят складываемые панели солнечных батарей 10. Для ориентации нормали активной поверхности панелей СБ на Солнце предназначен привод батареи солнечной 17.

В состав многоцелевой космической платформы входит двигательная установка 18 системы коррекции на основе стационарных плазменных двигателей на ксеноне, размещенных на титановых кронштейнах, векторами тяг блоков коррекции проходящих через фактический центр масс КА. Для обеспечения прохождения векторов тяг через фактический центр масс блоки коррекции установлены на титановые кронштейны с возможностью перемещения в одной плоскости и вращения относительно оси.

В качестве исполнительного органа для создания управляющих моментов относительно осей связанной с КА системы координат используется двигательная установка 19 системы ориентации и стабилизации. Двигательные блоки ориентации располагаются на панелях-радиаторах, в зоне стыка с верхней панелью и в центре СКК со стороны стыковки с ракетой-носителем, на расстоянии от центра масс КА на базе заявляемой платформы, обеспечивающем максимальные плечи управляющих моментов.

Установка космических аппаратов на базе данной космической платформы на ракету-носитель при реализации групповых и попутных запусков осуществляется при помощи устройства отделения 20, установленного по нижнему шпангоуту СКК.

Для обеспечения температурного режима оборудования в составе платформы существует система терморегулирования. Основными базовыми решениями, положенными в основу создания СТР платформы и КА на базе платформы, являются применение комбинированной подсистемы на основе тепловых труб и полностью резервированного жидкостного контура (ЖК), дополненной управляемыми электрообогревателями и средствами пассивного регулирования.

Принятая концепция базируется на следующих принципах:

1) В качестве основных автономных радиаторов 7 СТР используется наружная поверхность сотовых приборных панелей платформы, расположенных по осям «±Z» 5 и покрытых терморегулирующим покрытием ОСО-С для обеспечения отвода тепловой мощности от платформы в течение заданного срока эксплуатации. Автономные радиаторы 7 СТР используются для терморегулирования АБ;

2) ЖК состоит из двух независимых контуров (гидравлически не связаны друг с другом): основного и резервного и предназначен для отвода теплового потока от оборудования, размещенного на платформе, на радиаторы «±Z» ПН, также ЖК может осуществлять перенос избыточного теплового потока между панелями-радиаторами МСС и полезной нагрузки, которая будет стыковаться с данной платформой.

Площадь радиационных панелей космической платформы определяется исходя из необходимого теплоотвода от оборудования платформы.

Для снижения нерегулируемого теплообмена с внешней средой конструкция и оборудование КА закрыты теплоизоляцией.

С целью удовлетворения требований по полям зрения оптических приборов СОС, минимизации конструктивной погрешности увязки осей этих приборов и осей диаграмм направленности антенн МПН, а также конструктивного упрощения КА оптические приборы СОС, кабели, соединяющие это оборудование с другим оборудованием платформы, монтируются на модуле полезной нагрузки.

Заявляемая космическая платформа по сравнению с прототипом позволяет следующее:

1. Повысить плотность компоновки создаваемых на основе платформы КА за счет более полного использования зоны полезного груза (ЗПГ) ракеты-носителя. Вся аппаратура платформы скомпонована в нижней части ЗПГ, весь остальной объем (в том числе конусная часть ЗПГ) остается под компоновку МПН.

2. Сократить сроки изготовления КА за счет использования рекуррентной космической платформы с простыми и четко определенными унифицированными интерфейсами и различных МПН.

3. Сократить стоимость изготовления КА на базе данной космической платформы, т.к. не нет необходимости затрачивать средства на ее доработку и деквалификацию.