МОДУЛЬ СЛУЖЕБНЫХ СИСТЕМ

Заявляемая полезная модель относится к космической технике, а именно к устройству модулей служебных систем, входящих в состав космических аппаратов, рассчитанных, преимущественно, для работы на геостационарной и высокоэллиптических орбитах искусственных спутников Земли.
При проектировании модулей служебных систем таких космических аппаратов решение традиционных для проектирования технических задач по снижению массы конструкции и габаритов, в первую очередь продольного габарита модуля, дополняется необходимостью решения задачи по размещению на борту модуля значительной по массе и энергопотреблению бортовой служебной аппаратуры и обеспечению необходимых условий для ее работы и необходимости размещения на борту значительного по массе запаса топлива.
Технические решения, известные из патентов РФ №2089466, 2116228, 2144889, 2156211, 2164881 используют в конструкции космических аппаратов герметичные приборные отсеки с системами терморегулирования, использующими газовые или газо-жидкостные контуры циркуляции теплоносителя между приборным отсеком и радиаторами - охладителями. Так из патента РФ №2116228 (МПК B64G 1/58, опубл. 27.07.1998) известен космический аппарат, предназначенный для работы на геостационарной и высокоэллиптических орбитах. Модуль служебных систем этого космического аппарата, включает герметичный корпус цилиндрической формы, поворотные панели солнечных батарей, теплоизолирующий экран, выполненный в виде установленного соосно корпусу цилиндрического стакана, цилиндрический радиатор-охладитель. Внутрь теплоизолирующего экрана помещен корпус модуля служебных систем. Внутри корпуса установлена аппаратура, требующая для своей работы поддержания температуры на уровне 0…40 градусов Цельсия. Один торец корпуса соединен с дном стакана с обеспечением возможности поворота экрана относительно корпуса. На другом торце корпуса может быть установлена полезная нагрузка, например, радиоэлектронная ретрансляционная аппаратура и аппаратура дистанционного зондирования Земли из космоса.
Недостатками, как рассмотренного технического решения космического аппарата, так и упомянутых технических решений, является большая масса модуля служебных систем из-за использования герметичного корпуса и системы терморегулирования большой массы. Поперечный габаритный размер модуля служебных систем сопоставим с продольным габаритным размером модуля, что заметно уменьшает полезный объем головного обтекателя для размещения полезной нагрузки.
Из уровня техники известен ряд технических решений устройства космического аппарата, которые включают модуль служебных систем с негерметичным выполнением корпуса и терморегулированием блоков служебной аппаратуры с использованием пассивных средств теплообмена.
Технические решения модуля служебных систем, известные из патентов изобретения РФ №2247683, 2092398, 2376212, патентов США №5755406, 4009851, 6102339, 8096512 включают корпус, выполненный в виде параллелограмма.
Решение космического аппарата блочно-модульного исполнения по патенту РФ №2092398 (МПК B64G 1/10, опубл. 10.10.1997) содержит модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем. Корпус модуля служебных систем в этом решении выполнен в виде прямоугольного параллелепипеда и образован комбинацией U-образного и H-образного отсеков. Блоки бортовой служебной аппаратуры модуля расположены на внутренних сторонах боковых стенок U-образного отсека и на двух сторонах перемычки H-образного отсека. Боковые стенки U-образного отсека и H-образного отсеков совмещены торцами друг с другом с образованием боковых сторон корпуса модуля служебных систем в форме прямоугольного параллелепипеда. Нижнее основание корпуса модуля служебных систем перекрыто при этом перемычкой U-образного отсека, верхнее основание перекрыто прямоугольной панелью крупногабаритного двигательного блока с четырьмя блоками двигателей коррекции и топливными баками. Кроме указанных элементов, модуль служебных систем этого решения содержит закрепленные на приводе панели солнечных батарей. Панели солнечных батарей установлены на корпусе с возможностью их поворота относительно корпуса и с возможностью складывания около корпуса модуля при размещении модуля с полезной нагрузкой под головным обтекателем ракеты-носителя.
К недостаткам рассмотренного технического решения модуля служебных систем можно отнести проблематичность размещения на борту модуля значительных запасов топлива, так как емкости с топливом в этом решении расположены на верхнем основании корпуса модуля служебных систем. Увеличение запасов топлива ведет при этом к увеличению продольного габаритного размера модуля и увеличению его массы, которое связано с необходимостью повышения несущей способности боковых панелей корпуса модуля служебных систем.
Техническое решение космического аппарата, известное из патента США 5755406 (НКИ 244/158R, НКИ B64G 1/66, опубл. 26.05.1998), включает модуль служебных систем, выполненный в форме прямоугольного параллелепипеда, во внутреннем объеме которого вдоль продольной оси модуля расположены четыре цилиндрических бака с топливом. Топливные баки закреплены на боковых панелях и на силовых перегородках, размещенных вдоль диагоналей модуля и соединенных с продольными стойками, пропущенными вдоль ребер корпуса. Сверху и снизу корпус модуля служебных систем перекрыт панелями основания. На двух противоположных боковых панелях корпуса размещены блоки бортовой служебной аппаратуры, снаружи перекрытые панелями радиаторов-охладителей. Кроме этого, модуль служебных систем снабжен поворотными панелями солнечных батарей и четырьмя блоками двигателей ориентации и стабилизации. Недостатком этого технического решения модуля служебных систем является его большая масса, что определяется наличием в конструкции модуля диагональных силовых перегородок, двойных панелей по бокам корпуса и верхней панели основания корпуса.
В техническом решении модуля служебных систем по патенту США №4009851 (НКИ 244/158, МПК B64G /10, опубл. 1.03.1977) модуль служебных систем, выполненный в форме прямоугольного параллелепипеда, снабжен внутренним продольным силовым элементом, выполненным в виде подкрепленного продольным силовым набором цилиндра и расположенным вдоль продольной оси блока. Внутри цилиндрического объема продольного силового элемента расположен корпус ракетного двигателя твердого топлива, который необходим для выведения космического аппарата на геостационарную орбиту. Снаружи внутреннего продольного силового элемента расположены ферменные конструкции, на которых закреплены сферические топливные баки. Внутренний продольный силовой элемент закреплен на верхнем и нижнем основаниях корпуса. На двух противоположных гранях корпуса размещены блоки служебной аппаратуры модуля. Заметная масса внутреннего продольного силового элемента с ферменными конструкциями определяет большую массу и большой продольный габаритный размер модуля служебных систем.
Наиболее близким аналогом заявляемого технического решения модуля служебных систем является техническое решение модульной космической платформы, известной из патента США №6206327 (МПК B64G 1/00, НКИ США 244/158R, опубл. 27.03.2001).
Модуль служебных систем этого технического решения содержит корпус, размещенные внутри корпуса блоки бортовой служебной аппаратуры, двигательную установку с блоками двигателей ориентации и стабилизации и топливным баком, средства крепления модуля со смежными блоками космической головной части.
Корпус модуля служебных систем в соответствии с этим решением выполнен в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки, концы которых соединены поперечными силовыми элементами. Верхние концы продольных стоек снабжены средствами соединения модуля с полезной нагрузкой. Пролеты между смежными стойками перекрыты боковыми панелями, закрепленными на продольных стойках корпуса и поперечных силовых элементах.
В рассматриваемом решении, кроме того, модуль служебных систем снабжен внутренним продольным силовым элементом, выполненным в виде цилиндра или призмы и установленном внутри корпуса вдоль продольной оси модуля. Внутренний продольный силовой элемент соединен с продольными стойками корпуса радиальными ребрами, выполненными в виде пластин.
Блоки бортовой служебной аппаратуры в соответствии с рассматриваемым решением размещены на внутренних сторонах боковых панелей корпуса. Так в наиболее предпочтительном выполнении модуля служебных систем на внутренних сторонах корпуса размещены: блоки системы электропитания, системы обработки данных, маховики системы управления ориентацией, блоки радиосвязи.
Рассматриваемое техническое решение модуля предусматривает использование двух аккумуляторных батарей с корпусами цилиндрической формы, размещенных, как и другие блоки бортовой служебной аппаратуры, на внутренней стороне одной из боковых панелей корпуса.
Внешние поверхности боковых панелей корпуса используются при этом как радиаторы-охладители блоков аппаратуры, установленных на внутренних сторонах боковых панелей корпуса.
Кроме того, модуль служебных систем этого технического решения содержит монтажное кольцо, закрепленное на нижних концах продольных стоек корпуса, на нижней стороне которого расположены средства крепления модуля служебных систем к переходной ферме последней ступени ракеты-носителя.
Топливный бак двигательной установки рассматриваемого модуля служебных систем расположен вдоль продольной оси модуля внутри внутреннего продольного силового элемента и закреплен через переходник на монтажном кольце. На монтажном кольце расположены и четыре блока двигателей ориентации и стабилизации модуля.
Недостатком рассмотренного решения модуля служебных систем является значительная его масса, что определяется наличием силового внутреннего продольного силового элемента, радиальных ребер и монтажного элемента. Размещение блоков бортовой служебной аппаратуры на периферии модуля служебных систем также увеличивает длину бортовой кабельной сети для соединением блоков бортовой служебной аппаратуры друг с другом, что также повышает массу модуля.
Технической задачей, решаемой заявляемой полезной моделью является снижение массы конструкции модуля служебных систем в сочетании с обеспечением возможности размещения на его борту 400…600 кг топлива и выполнения его с высотой, меньшей 0,8 м.
Техническая задача решается следующим образом.
Известный модуль служебных систем содержит корпус, внутри которого размещены блоки бортовой служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею, двигательную установку, включающую четыре блока двигателей ориентации и стабилизации, и средства крепления модуля с полезной нагрузкой и с переходной фермой последней ступени ракеты -носителя. В известном решении корпус модуля служебных систем выполнен в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки, концы которых соединены поперечными силовыми элементами. Пролеты между продольными стойками перекрыты боковыми панелями, закрепленными на продольных стойках и поперечных силовых элементах. Верхние концы продольных стоек выполнены с обеспечением возможности крепления модуля служебных систем к модулю полезной нагрузки.
В заявляемом модуле служебных систем новым является то, что продольные стойки выполнены с профилем в виде таврошвеллера и снабжены поперечными перемычками. Боковые панели корпуса закреплены на периферийных частях стенок продольных стоек. Нижнее основание корпуса перекрыто панелью основания, снабженной тепловыми трубами и закрепленной на фитингах, установленных в нижних частях продольных стоек. В заявляемом решении блоки бортовой служебной аппаратуры размещены на панели основания.
Кроме того, в заявляемом решении модуль служебных систем снабжен пилоном, выполненным в виде усеченной пирамиды; радиатором - охладителем, выполненным в виде панели; панелью солнечной батареи, снабженной приводом. Двигательная установка заявляемого решения снабжена тремя сферическими топливными баками и шаром - баллоном со сжатым газом. Аккумуляторная батарея выполнена в форме моноблока, на наружной стороне которого закреплен дополнительный радиатор - охладитель.
В заявляемом решении модуля служебных систем, кроме того, новым является то, что на четырех накрест расположенных боковых панелях выполнены круговые вырезы. В вырезы указанных панелей помещены с частичным заглублением вовнутрь корпуса и закреплены на боковых панелях топливные баки и шар-баллон со сжатым газом, причем указанный пилон закреплен своим большим основанием на боковой панели корпуса с охватом шара-баллона со сжатым газом.
На первой из других накрест лежащих боковых панелей корпуса в соответствии с заявляемым решением закреплен привод панели солнечной батареи, перед второй - закреплена аккумуляторная батарея, а перед третьей на небольшом удалении от нее на стержнях, соединенных с корпусом вблизи продольных стоек, закреплен радиатор-охладитель.
Упомянутые блоки двигателей ориентации и стабилизации в соответствии с заявляемым решением размещены на топливных баках и на меньшем основании упомянутого пилона.
Выполнение корпуса модуля в виде сочетания продольных стоек, выполненных с профилем в виде таврошвеллера и снабженных поперечными перемычками, поперечных силовых элементов и боковых панелей, закрепленных на поперечных силовых элементах и периферийных частях стенок профилей продольных стоек, позволяет разработать конструкцию корпуса с большой несущей способностью.
При этом крепление на четырех накрест расположенных боковых панелях пилона, выполненного виде усеченной пирамиды, и с частичным заглублением вовнутрь корпуса трех сферических топливных баков позволяет не только обеспечить крепление этих элементов на корпусе с минимальными затратами массы конструкции, но и дополнительно повысить несущую способность корпуса за счет включения в восприятие нагрузок пилона и топливных баков как силовых элементов корпуса.
Кроме того, предложенная силовая схема корпуса модуля служебных систем позволяет с минимальными затратами массы перекрыть нижнее основание корпуса снабженной тепловыми трубами панелью основания, закрепив ее на фитингах, установленных в нижних частях продольных стоек. Размещение блоков бортовой служебной аппаратуры на панели основания в центре модуля уменьшает массу бортовой кабельной сети. Кроме того, предложенная схема корпуса позволяет закрепить на нем моноблок аккумуляторной батареи, на стрежнях, соединенных с корпусом вблизи продольных стоек, перед одной из боковых панелей радиатор-охладитель, а на его боковых панелях привод панели солнечной батареи и шар-баллон со сжатым газом.
Приемлемое сочетание заданной высоты модуля и возможности размещение на борту модуля 400…600 кг топлива достигается при этом за счет использования в двигательной установке трех сферических топливных баков, что позволяет уменьшить диаметр каждого из баков и, как следствие уменьшить высоту корпуса модуля служебных систем. Размещение топливных баков и сферического шара-баллона с частичным заглублением их вовнутрь корпуса, расположение пилона с охватом шар -баллона позволяет расположить на топливных баках и верхнем основании пилона блоков двигателей ориентации и стабилизации, обеспечив выполнение модуля с высотой, меньшей 800 мм.
Расположение блоков двигателей ориентации и стабилизации на топливных баках и верхнем основании пилона на значительном удалении от центра масс космического аппарата и от продольной оси модуля, увеличивая управляющие моменты от двигателей, позволяет дополнительно снизить массу модуля за счет уменьшения расхода топлива.
Техническим результатом, достигаемым заявляемой полезной моделью, является снижение массы конструкции модуля на 5…7 процентов в сочетании с возможностью размещения на его борту 400…600 кг топлива и выполнения модуля с высотой, меньшей 800 мм.
Кроме того, поперечные силовые элементы корпуса могут быть выполнены с профилем в форме уголка, что дополнительно обеспечивает их соединение с продольными стойками и боковыми панелями с наименьшими затратами массы конструкции.
Панель основания наиболее предпочтительно расположить с зазором относительно боковых панелей корпуса, что упрощает сборку модуля служебных систем.
Кроме того, боковая панель корпуса, на которой закреплен привод панели солнечной батареи, может быть снабжена продольными и, по крайней мере, одним поперечным ребром, что дополнительно уменьшает массу конструкции модуля служебных систем при креплении к панели привода с панелью солнечной батареи значительной массы.
Помимо этого, по крайней мере, одна из боковых панелей корпуса может быть выполнена с продольными зигами, что повышает несущую способность боковой панели корпуса.
При использовании модуля служебных систем в космических аппаратах панель солнечной батареи наиболее предпочтительно выполнить с возможностью раскладывания. При этом модуль служебных систем дополнительно может быть снабжен средствами крепления панели солнечной батареи в сложенном положении к корпусу, которые могут быть выполнены в виде двух плоских опор, закрепленных на трехстержневых фермах, что позволяет разместить в транспортном положении под головным обтекателем у корпуса модуля служебных систем солнечную панель площадью 10…12 кв. м. Два первых стержня каждой из указанных ферм при этом могут быть закреплены вблизи верхних концов продольных стоек корпуса, а третий - на поперечной перемычке одной из продольных стоек корпуса, что позволяет оптимальным образом передать на силовой каркас корпуса инерционные нагрузки от солнечной батареи и за счет этого дополнительно снизить массу конструкции модуля.
Частичное размещение привода панели солнечной батареи во внутреннем объеме корпуса позволяет уменьшить длину стержней указанных ферм, что также снижает массу конструкции модуля.
Помимо прочего, модуль служебных систем может быть снабжен, по крайней мере, одной платой с разъемами, выполненными с обеспечением возможности электрической связи с аппаратурой модуля полезной нагрузки, что расширяет функциональные возможности модуля за счет интеграции бортовых систем модуля с аппаратурой модуля полезной нагрузки. Плату с разъемами наиболее предпочтительно закрепить на первых стержнях трехстержневой фермы средства крепления панели солнечной батареи в сложенном положении к корпусу модуля, что дополнительно позволяет уменьшить массу конструкции модуля.
Для обеспечения работы топливной системы модуля двигательная установка модуля может быть снабжена, по крайней мере, одним вспомогательным топливным баком, который наиболее предпочтительно выполнить в виде короткого цилиндра со сферическими днищами.
С наименьшими затратами массы конструкции вспомогательный топливный бак двигательной установки наиболее удобно разместить на боковой стенке пилона. Вспомогательный топливный бак может быть также расположен между боковой панелью корпуса и радиатором-охладителем или на боковой панели корпуса под приводом солнечной батареи. Указанные прием позволяют оптимально передать инерционную нагрузку от вспомогательного топливного бака на корпус модуля и, тем самым, дополнительно уменьшить массу конструкции модуля.
Заявляемая полезная модель иллюстрируется следующими материалами:
фиг. 1 - общий вид модуля служебных систем в аксонометрии;
фиг. 2 - модуль служебных систем, вид в плане (вид А с фиг. 1);
фиг. 3 - модуль служебных систем, вид снизу (вид Б с фиг. 1);
фиг. 4 - корпус модуля служебных систем в аксонометрии (элементы, размещенные на боковых панелях корпуса, условно не показаны);
фиг. 5 - силовой каркас корпуса модуля служебных систем в аксонометрии;
фиг. 6 - поперечное сечение продольной стойки корпуса (сечение В-В с фиг. 5);
фиг. 7 - продольное сечение стойки корпуса (сечение Г - Г с фиг. 5);
фиг. 8 - узел крепления панели основания к продольной стойке в аксонометрии;
фиг. 9 - пилон, вид в аксонометрии;
фиг. 10 - узел крепления топливного бака к боковой панели корпуса (вид в аксонометрии);
фиг. 11 - боковая панель корпуса с приводом панели солнечной батареи (разрез Д-Д с фиг. 2)
фиг. 12 - боковая панель корпуса (фрагмент разреза Е-Е с фиг. 2);
фиг. 13 - модуль служебных систем, панель солнечной батареи сложена (вид Ж с фиг. 2).
Заявляемый модуль служебных систем устроен следующим образом.
Модуль служебных систем (см. фиг. 1-3), как и ближайший аналог, содержит корпус, размещенные внутри корпуса блоки 1 бортовой служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею 2, двигательную установку, включающую четыре блока 4 двигателей ориентации и стабилизации, средства крепления модуля с полезной нагрузкой и средства крепления модуля с переходной фермой последней ступени ракеты - носителя.
В соответствии с заявляемым решением, модуль служебных систем дополнительно содержит пилон 5, радиатор-охладитель 6, установленную на приводе 7 с возможностью поворота панель 8 солнечной батареи и шар-баллон со сжатым газом 11.
Корпус (см. фиг.4, 5) модуля служебных систем составлен из продольных стоек 16 и поперечных силовых элементов: верхних поперечных силовых элементов 17, составляющих верхний пояс силового каркаса корпуса, и нижних - 18, составляющих нижний пояс силового каркаса корпуса. Пространственно корпус модуля служебных систем выполнен в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки 16, а вдоль ребер оснований пропущены верхние 17 и нижние 18 поперечные силовые элементы.
В соответствии с заявляемым решением продольные стойки 16 корпуса выполнены с профилем в виде таврошвеллера (см. фиг. 6). Периферийные части стенки профиля каждой из продольных стоек расположены под тупым углом к поясам профиля. На отогнутых таким образом периферийных частях стенок профиля закреплены боковые панели 23-27 корпуса. Кроме того, каждая из продольных стоек 16 корпуса снабжена поперечной перемычкой 19 (см. фиг. 7), вдоль вертикали размещенной вблизи половины высоты стойки.
Как и в ближайшем аналоге, на верхних концах продольных стоек корпуса размещены места 20 крепления модуля служебных систем к полезной нагрузке. На нижних концах продольных стоек корпуса в соответствии с заявляемым решением размещены места 21 крепления модуля служебных систем к переходной ферме ракеты-носителя.
Поперечные силовые элементы 17, 18 в соответствии с заявляемым решением наиболее предпочтительно могут быть выполнены с профилем в форме уголка.
Пролеты между продольными стойками 16 корпуса перекрыты, как и в ближайшем аналоге, боковыми панелями 23-27, закрепленными на периферийных частях стенок продольных стоек 16 и поперечных силовых элементах 17, 18.
В отличие от ближайшего аналога, нижнее основание корпуса перекрыто панелью основания 28, которая расположена с зазором 6 (см. фиг. 3) относительно боковых панелей 23-27 корпуса и закреплена на фитингах 22, размещенных в нижних частях продольных стоек 16 (см. фиг. 4, 5). Панель основания 28 выполнена в виде снабженной тепловыми трубами трехслойной сотопанели. В отличие от ближайшего аналога, блоки 1 бортовой служебной аппаратуры размещены внутри корпуса на панели 28 основания корпуса.
Упомянутый выше пилон 5 (см. фиг. 2, 3, 9) выполнен в виде усеченной пирамиды с основанием в форме прямоугольника. Каркас пилона может быть выполнен из уголкового профиля, а боковые стороны частично зашиты листовым материалом из сплава на основе алюминия.
Упомянутый радиатор-охладитель 6 может быть выполнен из снабженной тепловыми трубами панели. Радиатор-охладитель 6 с использованием известных конструктивных элементов, например коллекторных тепловых труб, термически соединен с панелью основания 28 и выполнен с возможностью отвода тепла от блоков 1 бортовой служебной аппаратуры, размещенной внутри корпуса на панели основания 28.
Упомянутая панель солнечной батареи снабжена приводом 7, закрепленном на корпусе модуля служебных систем и выполненном с возможностью поворота панели 8 солнечной батареи. Корпус привода 7 солнечной батареи наиболее предпочтительно выполнить в форме цилиндра.
В соответствии с заявляемым решением двигательная установка модуля служебных систем снабжена тремя сферическими топливными баками 3 (см. фиг. 1-4).
В соответствии с заявляемым решением аккумуляторная батарея 2 выполнена в виде моноблока, на наружной стороне которого закреплен дополнительный радиатор - охладитель 12. Дополнительный радиатор - охладитель 12 выполнен в виде снабженной тепловыми трубами сотопанели с габаритами, близкими габаритам моноблока аккумуляторной батареи 2. Дополнительный радиатор - охладитель 12 термически соединен с аккумуляторной батареей с обеспечением возможности отвода тепла, выделяемого при работе аккумуляторной батареи, что может быть выполнено с использованием коллекторных тепловых труб.
На четырех накрест расположенных боковых панелях 23 корпуса (см. фиг. 1, 2, 3, 4) выполнены круговые вырезы, в которых помещены с частичным заглублением вовнутрь корпуса три сферических топливных бака 3 и шар - баллон 11 со сжатым газом. Топливные баки 3 и шар баллон 11 со сжатым газом закреплены на боковых панелях 23: топливные баки с использованием фитингов 29 (см. фиг. 10), а шар - баллон со сжатым газом с использованием стяжных лент (см. фиг. 9). Указанный пилон 5 закреплен своим большим основанием на боковой панели 23 корпуса, на которой закреплен шар - баллон 11 со сжатым газом, с охватом шара - баллона 11 со сжатым газом, как показано на фиг. 9.
В соответствии с заявляемым решением на первой 24 из других накрест лежащих боковых панелей корпуса закреплен привод 7 панели солнечной батареи, перед второй 25 - на корпусе закреплена аккумуляторная батарея 2, а перед третьей 26 - на корпусе закреплен радиатор - охладитель 6.
Боковая панель 24 корпуса снабжена отверстием, через который цилиндрический корпус привода 7 панели солнечной батареи частично введен во внутренний объем корпуса модуля (см. фиг. 2). При этом с
внешней стороны корпус привода 7 панели 8 солнечной батареи закреплен на наружной стороне боковой панели 24 разъемным соединением. Боковую панель 24 корпуса, на которой закреплен привод 7 панели солнечной батареи, целесообразно снабдить продольными ребрами, протянутыми от нижнего силового поперечного элемента 18 к верхнему 17, и, по крайней мере, одним поперечным ребром, протянутым вдоль боковой панели 24 от одной продольной стойки 16 до другой (см. фиг. 4). Как и поперечные перемычки 19 продольных стоек, поперечное ребро боковой панели 24 корпуса наиболее предпочтительно расположить вдоль вертикали на высоте, близкой половине высоты стек.
Аккумуляторная батарея 2 с закрепленным на наружной стороне дополнительным радиатором-охладителем 12 закреплены на корпусе перед боковой панелью корпуса 25.
Радиатор-охладитель 6 расположен перед боковой панелью 26 на некотором удалении от нее и закреплен стержнями 30, соединенными с корпусом модуля вблизи продольных стоек 16.
При установке на внешних сторонах боковых панелей 25-27 корпуса элементов значительных масс боковые панели корпуса могут быть выполнены с продольными зигами (см. фиг. 4, 12, 13): боковые панели корпуса выполняются на большей части площади гофрированными, что повышает несущие характеристики боковых панелей.
В наиболее предпочтительном выполнении модуля служебных систем его двигательную установку целесообразно дополнительно снабдить, по крайней мере, одним вспомогательным топливным баком, необходимым для обеспечения работы топливной системы. Вспомогательный топливный бак может быть выполнен в виде короткого цилиндра со сферическими днищами. Вспомогательный топливный бак 9 может быть размещен на верхней боковой стенке пилона 5, как показано на фиг. 1, 4, 9. В случае необходимости вспомогательные топливные баки 10 могут быть установлены на наружных сторонах боковых панелей 24 и 26: на боковой панели 24 корпуса под приводом 7 панели солнечной батареи (см. фиг. 4) и на боковой панели 26 корпуса между боковой панелью 26 корпуса и радиатором-охладителем 6 (см. фиг. 2).
В соответствии с заявляемым решением упомянутые блоки 4 двигателей ориентации и стабилизации размещены на топливных баках 3 и на меньшем основании упомянутого пилона 5.
При использовании модуля в составе значительного по массе и по энергопотреблению космического аппарата панель 8 солнечной батареи целесообразно выполнить из нескольких секций с возможностью раскладывания после выведения космического аппарата на ОИСЗ. Для обеспечения крепления секций панели солнечной батареи значительной площади в сложенном положении под головным обтекателем ракеты-носителя при выведении космического аппарата на ОИСЗ модуль служебных систем целесообразно снабдить средствами крепления секций панели солнечной батареи к корпусу модуля, выполненными из двух опор 32. Каждая из опор 32 может быть закреплена на трехстержневой ферме (см. фиг. 4, 11-13), два первых стержня 33 которой закреплены вблизи верхних концов продольных стоек 16, а третий стрежень 34 - на поперечной перемычке 19 одной из стоек.
В наиболее предпочтительном выполнении модуль служебных систем целесообразно снабдить, по крайней мере, одной платой 35 с разъемами, выполненными с обеспечением возможности электрической связи с аппаратурой модуля полезной нагрузки. При этом плату 35 с разъемами наиболее целесообразно расположить на первых стержнях 33 трехстержневой фермы с опорой 32 средства крепления секций панели солнечной батареи к корпусу модуля (см. фиг. 1, 2, 11, 12).
Проектно-конструкторские проработки показывают возможность создания модуля с обеспечением размещения на его борту 400…600 кг топлива, выполнения его корпуса с высотой (H, см. фиг. 13) 700 мм, поперечным габаритным размером (S, см. фиг. 3) 3720 мм в сочетании с уменьшением массы конструкции модуля на 5…7 процентов.
При изготовлении модуля служебных систем основные его элементы (продольные стойки, поперечные и продольные силовые элементы, пилон, топливные баки, стержни крепления опор секций панели солнечной батареи и радиатора-охладителя) выполняются из алюминиевых сплавов с использованием известных методов механического производства. Так продольные стойки 16 и боковую панель корпуса 24, снабженную ребрами и предназначенную для крепления привода панели солнечной батареи, наиболее предпочтительно выполнить фрезерованием на станках с числовым управлением. Снабженные зигами боковые панели корпуса могут быть изготовлены штамповкой листовых заготовок из сплава на основе алюминия. Сотопанели, используемые в конструкции панели основания, панелей радиатора-охладителя и дополнительного радиатора-охладителя, могут быть выполнены из листов сплава на основе алюминия, используемых для наружной обшивки, между которыми помещены соты из алюминиевой фольги. Между листами обшивки в сотах также монтируются тепловые трубы.
Боковые панели корпуса с установленными топливными баками, пилоном, шар-баллоном со сжатым газом, блоками двигателей ориентации и стабилизации разъемными соединениями закрепляют на корпусе модуля служебных систем, на продольные стойки разъемными соединениями устанавливают фитинги для крепления панели основания корпуса, после этого на корпус устанавливают панель основания с блоками бортовой служебной аппаратуры. После дооснащения корпуса навесными элементами - панелью солнечной батареи, опорами и фермами для крепления секций панели солнечной батареи в сложенном положении, радиатором-охладителем и аккумуляторной батареей с дополнительным радиатором-охладителем, проводят монтаж бортовой сети и гидравлических и пневматических элементов.
При выведении модуля служебных систем с полезной нагрузкой на ОИСЗ конструкция модуля воспринимает инерционные силы, как от полезной нагрузки, так и от установленных на модуле блоков бортовой служебной аппаратуры, панели солнечной батареи с приводом, аккумуляторной батареи и радиатора-охладителя и других элементов и передает их на переходную ферму ракеты-носителя. При этом продольная инерционная сила и изгибающий момент воспринимаются продольными стойками корпуса модуля. Перерезывающая сила воспринимается соединенными с продольными стойками и поперечными силовыми элементами боковыми панелями корпуса, которые работают на сдвиг. Наличие зигов или продольных и поперечных ребер на боковых панелях корпуса придают общую устойчивость боковым панелям. Топливные баки и пилон, установленные на боковых панелях, ослабленных круговыми вырезами, включены в восприятие перерезывающей силы и также работают на сдвиг.
Предложенный модуль служебных систем может быть изготовлен на предприятиях ракетно-космической промышленности.