КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ ДЛЯ НАУЧНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ И ЕГО МОДУЛЬ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ

Заявляемая группа полезных моделей относится к космической технике, а именно к устройству малоразмерных космических аппаратов для научных исследований околоземного космического пространства массой до 200…400 кг, запускаемых на ОИСЗ как попутная нагрузка с более массивными космическими аппаратами или в ходе группового запуска нескольких малоразмерных аппаратов. При проектировании таких аппаратов традиционные задачи по снижению массы конструкции летательного аппарата и его бортовых служебных систем, повышению срока активного существования космического аппарата дополняются техническими задачами по разработке космического аппарата небольших размеров для размещения его в ограниченных габаритах космической головной части. При этом обеспечение широких научных исследований околоземного космического пространства требует размещения на борту летательного аппарата разнообразной научной аппаратуры и датчиков, требующих различной ориентации в полете относительно направления на Солнце и Землю, включая размещения некоторых датчиков научной аппаратуры на определенном удалении от летательного аппарата. Выполнение этих противоречивых требований приводит к решению технической задачи по разработке космического аппарата для научных исследований и его модуля полезной нагрузки, которые допускают размещение на борту летательного аппарата 10…20 блоков научной аппаратуры, включая датчики научной аппаратуры на удалении от корпуса космического аппарата, в сочетании с ограничениями на габариты космического аппарата и его массу.
Из патента РФ №2425783 (МПК B64G 1/22, опубл. 10.08.2011) известно устройство блочного космического аппарата, составленного из унифицированных блоков с модулями служебной и целевой аппаратуры. Как указано в описании патента, блоки целевой и служебной аппаратуры в соответствии с этим решением могут быть выполнены в форме прямоугольных четырехгранных пирамид, многогранников, прямоугольных призм. Соединение блоков друг с другом может быть осуществлено за счет выполнения сторон этих блоков из материала, обеспечивающего их соединение друг с другом за счет притираемости и взаимного проникновения материалов соседних блоков друг в друга, при этом блоки целевой и служебной аппаратуры заполняют выделенный для космического аппарата объем без пустот. Решая технические задачи по сокращению срока создания космического аппарата, повышению надежности, обеспечению теплового регулирования, это техническое решение не обеспечивает разработку космического аппарата с широким спектром научной аппаратуры и размещению бортовых систем и агрегатов.
Модули полезной нагрузки - блоки целевой аппаратуры, выполненные в соответствии с этим решением в виде прямоугольных четырехгранных пирамид, многогранников, прямоугольных призм и размещенные между другими блоками летательного аппарата, не обеспечивают возможности размещения на борту научной аппаратуры разнообразного назначения и габаритов.
Из патента РФ №2374148 (МПК B64G 1/22, B64G 1/54, опубл. 27.11.2009) известна модульная конструкция космического аппарата, содержащая модуль служебных систем, включающий несущую конструкцию, и целевую полезную нагрузку.
Несущая конструкция в соответствии с этим решение выполнена в виде четырех блоков, соединенных друг с другом с использованием кронштейнов. Каждый из блоков выполнен в виде крейта или набора крейтов - унифицированных каркасов для размещения стандартных блоков радиоэлектронной аппаратуры. Несущая конструкция выполнена с обеспечением возможности крепления к смежному модулю космической головной части.
Модуль полезной нагрузки выполнен в виде цилиндрической проставки, на торце которой закреплен телескоп для дистанционного зондирования Земли, а на боковой стенке установлены приборы астроориентации и средства управления ориентацией космического аппарата.
Основной задачей этого изобретения является создание конструкции космического аппарата, в которой сочетается модульность несущей конструкции космического аппарата и модульность блоков электронного оборудования служебной и целевой аппаратуры. При этом в конструкции модуля служебных систем не решены вопросы размещения на борту летательного аппарата крупногабаритных конструкций, например, антенн, панелей солнечных батарей, радиаторов системы терморегулирования, а раскрытое в патенте устройство модуля полезной нагрузки не обеспечивает размещения нескольких блоков научной аппаратуры различного назначения и габаритов.
Из уровня техники известен ряд технических решений устройства космического аппарата, которые включают модуль служебных систем и модуль полезной нагрузки (см., например, патент РФ на полезную модель №132422, патент РФ №2092398, патент США №5050821). Модуль служебных систем в этих решениях выполнен в виде прямоугольного параллелепипеда.
Наиболее близким аналогом заявляемого решения космического аппарата для научных исследований является решение космического аппарата, известное из патента на полезную модель РФ №132422 (МПК B64G 1/10, опубл. 20.09.2013).
В соответствии с этим решением космический аппарат содержит модуль служебных систем - космическую платформу для малых космических аппаратов и модуль полезной нагрузки. Кроме того, космический аппарат снабжен целевой аппаратурой, предназначенной для дистанционного зондирования Земли. Оптико-электронные приборы целевой нагрузки установлены на модуле полезной нагрузки.
Корпус модуля служебных систем выполнен в виде прямого параллелепипеда из самонесущих термостабилизированных сотопанелей. В сотопанели встроен силовой каркас, тепловые трубы и закладные элементы, предназначенные для крепления снаружи и изнутри к панелям блоков и агрегатов служебных систем. Терморегулирование модуля служебных систем обеспечивается оптическим покрытием наружных поверхностей сотопанелей, радиаторами-излучателями, в качестве которых используются элементы конструкции аппарата, и угловыми и коллекторными тепловыми трубами. На корпусе модуля служебных систем установлены панели солнечных батарей, выполненные с возможностью раскладывания, и закрепленные на штангах антенны. На внешних и внутренних поверхностях корпуса закреплены блоки бортовых систем. Внутри корпуса модуля служебных систем размещен моноблок двигательной установки.
Модуль полезной нагрузки содержит несущий каркас и поперечную платформу. Поперечная платформа модуля полезной нагрузки выполнена в форме квадрата, полностью перекрывает верхнее основание корпуса модуля служебных систем, не выходя за его габариты. Внутри поперечной платформы проложены аксиальные тепловые трубы, силовые элементы поперечного каркаса и закладные элементы, предназначенные для крепления снаружи и изнутри к платформе блоков и агрегатов. Поперечная платформа модуля полезной нагрузки соединена с боковыми термостатироваными панелями корпуса модуля служебных систем, за счет чего поперечная платформа модуля полезной нагрузки интегрирована в общую конструкцию аппарата. Несущий каркас модуля служебных систем выполнен в виде П-образного кронштейна, образованного двумя стойками и поперечиной, Π-образный кронштейн закреплен поперечной платформе модуля полезной нагрузки у одного из ее торцов. В верхней части поперечины П-образного кронштейна закреплены оптические головки с блендами и штанги с антеннами. Между поперечинами П-образного кронштейна на поперечной платформе помещены оптические телескопы. Верхняя часть П-образного кронштейна подкреплена стержневой конструкцией, элементы которой соединены с местами установки антенн, друг с другом и торцом платформы, противолежащему торцу с местами крепления Π-образного кронштейна. Кроме того, в рассматриваемом решении модуль полезной нагрузки снабжен солнечным датчиком. Терморегулирование платформы модуля полезной нагрузки осуществляется за счет теплообмена между аксиальными тепловыми трубами, размещенными внутри платформы, и боковыми термостабилизированными панелями, размещенными по осям +Υ и -Ζ через угловые тепловые трубы.
Крепление блоков полезной нагрузки в рассмотренном аналоге лишь на внешней стороне поперечной платформы и габариты платформы, не превосходящие габаритов модуля служебных систем, определяет ограниченные возможности по размещению на нем широкого спектра научных приборов. Верхняя часть П-образного кронштейна также предоставляет ограниченные возможности по размещению блоков научной аппаратуры. Кроме того, использование для восприятия нагрузок от полезной нагрузки силовых элементов, интегрированных в структуру поперечной платформы - сотопанели с размещенными внутри тепловыми трубами, значительно ограничивает массу научной аппаратуры, а схема терморегулирования с использованием угловых тепловых труб для передачи тепла на боковые термостабилизированные панели боковых стенок корпуса модуля служебных систем налагает значительные ограничения на работу блоков научной аппаратуры.
В целом конструкция рассмотренного космического аппарата не обеспечивает возможности по восприятию значительных силовых нагрузок, так как силовые нагрузки передаются через силовые фрезерованные каркасы, интегрированные в конструкцию трехслойных панелей корпуса, которые соединены друг с другом с использованием винтовых соединений. Недостаточны и возможности рассматриваемого решения по отводу тепла от блоков служебной аппаратуры, так как на внешние стороны боковых панелей, за исключением панели по оси +Y, корпуса модуля служебных систем заняты блоками служебной аппаратуры.
Техническим результатом, достигаемым заявляемым космическим аппаратом, является разработка космического аппарата, обеспечивающего размещение 10…20 научно-исследовательских приборов и научных датчиков, в том числе размещенных на удалении от борта космического аппарата, в сочетании с его небольшими габаритами и небольшой массой конструкции, допускающей эффективный сброс избыточного тепла в космическое пространство в широких диапазонах ориентации аппарата относительно Солнца и Земли.
Технический результат заявляемым космическим аппаратом для научных исследований достигается следующим образом.
Космический аппарат для научных исследований содержит модуль полезной нагрузки, соединенный с ним модуль служебных систем с блоками служебных систем, радиаторами системы терморегулирования, панелями солнечных батарей, блоком двигательной установки и антеннами радиосвязи. Кроме того, космический аппарат содержит блоки и датчики научной аппаратуры. Помимо прочего в заявляемом решении космический аппарат содержит датчики научной аппаратуры, размещенные на выносной штанге.
В заявляемом решении каждый из указанных модулей космического аппарата включает несущий каркас и поперечную платформу.
Несущие каркасы модулей космического аппарата выполнены в виде прямых призм, вдоль ребер которых в соответствии с заявляемым решением пропущены основные продольные стойки. В пролетах между стойками размещены прямоугольные панели. В соответствии с заявляемым решением основание несущего каркаса модуля служебных систем выполнено в виде правильного треугольника. Основание несущего каркаса модуля полезной нагрузки выполнено в виде выпуклого четырехугольника, две стороны которого выполнены с длиной, равной длине стороны основания каркаса модуля служебных систем, и развернуты друг относительно друга на 60 градусов.
Поперечные платформы указанных модулей выполнены в виде снабженных тепловыми трубами трехслойных сотовых панелей с габаритами, превышающими поперечные габариты несущих каркасов. Поперечная платформа модуля полезной нагрузки выполнена в форме прямоугольника. По крайней мере, один из углов поперечной платформы выполнен с прямоугольным вырезом. Поперечная платформа модуля служебных систем выполнена в виде шестиугольника со скругленными углами и сторонами.
Платформа модуля служебных систем соединена с каркасами модуля служебных систем и модуля полезных нагрузок, причем места крепления стоек каркасов модулей к платформе расположены на разноименных сторонах платформы оппозиционно относительно друг друга.
Радиаторы системы терморегулирования модуля служебных систем выполнены в виде снабженных тепловыми трубами сотопанелей, размещены в соответствии с заявляемым решением параллельно панелям несущего каркаса модуля служебных систем на удалении от них и расположены с обеспечением возможности теплового контакта с торцами платформы модуля служебных систем.
Упомянутые блоки служебной аппаратуры размещены на платформе модуля служебных систем с двух ее сторон, блок двигательной установки размещен внутри осевого проема, образованного панелями каркаса модуля служебных систем.
Блоки научной аппаратуры размещены на платформе модуля полезной нагрузки с двух ее сторон, а упомянутая выносная штанга с научными датчиками установлена вблизи угла платформы модуля полезной нагрузки и в сложенном положении закреплена у торца платформы.
Уменьшение габаритов космического аппарата для научных исследований достигается за счет сочетания выполнения каркасов модулей космического аппарата в виде призм с основанием в форме треугольника и выпуклого четырехугольника и поперечных платформ модулей с габаритами, превышающими поперечные габариты несущих каркасов, в форме прямоугольника и шестиугольника со скругленными углами, что позволяет оптимально разместить на двух сторонах платформ блоки служебных систем и научной аппаратуры, а также выносную штангу с датчиками научной аппаратуры в сложенном положении у одного из торцов поперечной платформы модуля полезной нагрузки в ограниченных габаритах
Уменьшение массы космического аппарата определяется предложенной конструктивной схемой несущей конструкции, в соответствии с которой несущие каркасы модулей космического аппарата выполнены в виде прямых призм, вдоль ребер которых в соответствии с заявляемым решением пропущены продольные стойки, в пролетах между которыми помещены прямоугольные панели. Геометрически продольные стойки каркаса модуля служебных систем размещены соосно трем продольным стойкам модуля полезной нагрузки и соединены друг с другом через поперечную платформу модуля служебных систем, что позволяет с минимальными затратами массы конструкции воспринимать продольные и поперечные нагрузки на этапе выведения космического аппарата.
Выполнение поперечных платформ в виде снабженных тепловыми трубами трехслойных сотовых панелей в сочетании с наличием радиаторов системы терморегулирования в модуле служебных систем, размещенных с возможностью теплового контакта с торцами платформы модуля служебных систем, позволяет обеспечить эффективный сброс тепла в космическое пространство в широком диапазоне ориентации летательного аппарата при стабилизации закруткой. Наличие поперечной платформы в модуле полезной нагрузки с габаритами, превышающими габариты несущего каркаса модуля полезной нагрузки, и размещение ее на удалении от модуля служебных систем позволяет разместить на двух сторонах поперечной платформы 10…20 блоков научной аппаратуры и разместить на борту летательного аппарата штангу, обеспечивающую в разложенном положении удаление на 3…5 м научных датчиков от корпуса летательного аппарата.
Помимо прочего, для дополнительного снижения массы конструкции нижние концы продольных стоек модуля служебных систем целесообразно соединить друг с другом поперечными элементами и выполнить с обеспечением возможности крепления к смежному блоку космической головной части, а места крепления продольных стоек несущих каркасов к поперечной платформе модуля служебных систем расположить по отношению к платформе оппозиционно относительно друг друга.
Кроме того, концы продольных стоек одноименных каркасов, закрепленных на поперечной платформе модуля служебных систем, могут быть соединены друг с другом поперечными элементами, выполненными в виде профилей с сечением в форме уголка, одна из стенок каждого из которых соединена с панелью соответствующего каркаса, а другая с поперечной платформой каркаса модуля служебных систем, что также дополнительно уменьшает массу конструкции.
Ориентации торцов четных сторон поперечной платформы несущего каркаса модуля служебных систем параллельно панелям каркаса модуля служебных систем предоставляют дополнительные возможности по размещению блоков служебных систем между радиаторами системы терморегулирования и панелями несущего каркаса модуля служебных систем.
Наиболее предпочтительно панели солнечных батарей выполнить с возможностью их раскладывания, при этом в сложенном положении панели солнечных батарей целесообразно уложить у радиаторов системы терморегулирования, а в разложенном положении развернуть параллельно поперечной платформе модуля служебных систем.
Кроме того, модуль служебных систем может быть снабжен продольными элементами, размещенными за радиаторами-излучателями с небольшим наклоном к ним. Концы указанных продольных элементов целесообразно соединить с радиатором системы терморегулирования, и, кроме того, один из концов каждого из продольных силовых элементов целесообразно соединить с поперечной платформой несущего каркаса модуля служебных систем, а другой конец каждого из указанных продольных элементов соединить подкосом, закрепленным на продольной стойке, и с механизмом крепления панелей солнечных батарей. Это позволяет с минимальными затратами массы конструкции обеспечить крепление панелей солнечных батарей и радиаторов системы терморегулирования.
Наиболее предпочтительно две из упомянутых антенн радиосвязи установить на штанге, размещенной на периферии поперечной платформы модуля полезной нагрузки вблизи ее торца, и подкрепить ее подкосами.
В предложенном конструктивном решении космического аппарата для научных исследований наиболее предпочтительно использовать заявляемое решение модуля полезной нагрузки.
Техническим результатом, достигаемым заявляемым модулем полезной нагрузки является разработка модуля с высоким массовым совершенством с обеспечением возможности размещения на нем блоков научной аппаратуры и эффективного отвода тепла в окружающее космическое пространство.
Технический результат достигается следующим образом.
В соответствии с заявляемым решением модуль полезной нагрузки содержит несущий каркас и поперечную платформу. Несущий каркас выполнен в виде прямой призмы с основанием, выполненным в форме выпуклого четырехугольника, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки. Поперечная платформа выполнена в виде трехслойной сотовой панели в форме прямоугольника с габаритами, превышающими поперечные габариты несущего каркаса и установлена на верхних концах продольных стоек каркаса с перекрытием его верхнего основания. Нижние концы стоек каркаса соединены друг с другом поперечными элементами. Боковые стороны несущего каркаса перекрыты прямоугольными панелями, соединенными с продольными стойками и с поперечными элементами. Часть внешней стороны поперечной платформы выполнена в виде радиатора системы терморегулирования.
Выполнение несущего каркаса в виде прямой призмы с основанием, выполненным в форме выпуклого четырехугольника, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки в сочетании с соединением нижних концов продольных стоек поперечными элементами и перекрытием боковых сторон несущего каркаса прямоугольными панелями, соединенными с продольными стойками и с поперечными элементами, позволяет разработать конструктивный модуль, характеризующийся высоким массовым совершенством. Проектные разработки показывают возможность размещения на модуле полезной нагрузки блоков научной аппаратуры массой 100…130 кг при массе конструкции модуля в 12…20 кг. Выполнение поперечной платформы модуля полезной нагрузки в виде трехслойной сотовой панели, часть внешней стороны которой выполнена в виде радиатора системы терморегулирования, позволяет не только уменьшить массу конструкции, но и обеспечить сброс тепла от полезной нагрузки, устанавливаемой на поперечную платформу.
Выполнение поперечной платформы в форме прямоугольника с габаритами, превышающими поперечные габариты несущего каркаса, и установка ее на верхних концах продольных стоек каркаса с перекрытием верхнего основания обеспечивает возможность размещения на ней блоков научной аппаратуры как с наружной, так и с тыльной стороны поперечной платформы.
Наиболее целесообразно поперечные элементы каркаса несущей конструкции выполнить в виде профилей с сечением в форме уголка, при этом в наиболее предпочтительном варианте выполнения модуля полезной нагрузки три продольных стойки несущего каркаса могут быть выполнены в виде профиля двутаврового сечения с отогнутыми относительно стенки наружу профиля поясами, а четвертая продольная стойка - в виде выгнутой оребренной стенки. Это дополнительно снижает массу конструкции.
Кроме того, панели несущего каркаса могут быть снабжены дополнительными поперечными элементами, выполненными в виде профилей уголкового сечения и пропущенными по верхним торцам панелей несущего каркаса.
При этом панель несущего каркаса может быть выполнена с обеспечением полного перекрытия по высоте пролета между продольными стойками несущего каркаса, при этом дополнительные поперечные элементы соединены с поперечной платформой.
Помимо прочего, панели несущего каркаса могут быть выполнены с обеспечением частичного перекрытия высоты пролета между продольными стойками несущего каркаса модуля полезной нагрузки.
Наряду с этим пролет между двумя смежными стойками может быть перекрыт двумя прямоугольными панелями, первая из которых выполнена с возможностью перекрытия всей высоты пролета, а вторая с частичным перекрытием высоты пролета, Между указанными панелями целесообразно поместить дополнительную стойку, выполненную из профиля таврошвеллерного сечения, один конец которой соединен с поперечными элементами каркаса, а другой конец соединен с поперечной платформой.
Это возможности дополнительно расширяют функциональные возможности модуля полезной нагрузки по размещению блоков научной аппаратуры и упрощает сборку модуля.
Помимо прочего поперечная платформа может быть снабжена прямоугольными вырезами, размещенными по углам платформы, что также расширяет функциональные возможности модуля по размещению блоков научной аппаратуры.
Поперечная платформа модуля полезной нагрузки может быть снабжена аксиальными тепловыми трубами, размещенными внутри платформы, и коллекторной тепловой трубой, размещенной в кожухе снаружи платформы и ориентированной перпендикулярно аксиальным тепловым трубам. Кроме того, внешняя сторона поперечной платформы, выполненная в виде радиатора системы терморегулирования, может быть закрыта защитными элементами на основе стекла. Эти приемы позволяют повысить эффективность терморегулирования модуля полезной нагрузки.
Заявляемая группа полезных моделей иллюстрируется следующими материалами:
фиг. 1 - схема членения космического аппарата,
фиг. 2 - общий вид космического аппарата в аксонометрии,
фиг. 3 - космический аппарат, вид спереди,
фиг. 4 - космический аппарат, вид сверху (вид Г с фиг. 3, панели солнечных батарей и выносная штанга сложены),
фиг. 5 - космический аппарат, вид снизу (вид Д с фиг. 3, панели солнечных батарей и выносная штанга сложены),
фиг. 6 - конструктивная схема космического аппарата, вид спереди (блоки научной аппаратуры и блоки служебных систем условно не показаны),
фиг. 7 - конструктивная схема модуля служебных систем в аксонометрии (блоки служебных систем, блок двигательной установки и панели солнечных батарей условно не показаны),
фиг. 8 - конструктивная схема космического аппарата, вид снизу (вид А с фиг. 6, панели солнечных батарей, блоки научной аппаратуры и блоки бортовых служебных систем условно не показаны),
фиг. 9 - узел соединения стойки несущего каркаса модуля служебных систем с панелями (фрагмент разреза Б-Б с фиг. 6),
фиг. 10 - узел соединения поперечной платформы модуля служебных систем со стойками (сечение Ε-Ε с фиг. 5, элементы разъемного соединения условно не показаны),
фиг. 11 - узел соединения поперечной платформы модуля служебных систем с поперечными элементами каркасов (сечение Ж-Ж с фиг. 8),
фиг. 12 - узел стыка стойки несущего каркаса модуля полезной нагрузки с поперечной платформой модуля служебных систем в аксонометрии,
фиг. 13 - укрупненный вид на узел соединения радиатора системы терморегулирования с несущим каркасом и поперечной платформой модуля служебных систем,
фиг. 14 - узел стыка торца поперечной платформы модуля служебных систем с радиатором системы терморегулирования (разрез З-З с фиг. 5),
фиг. 15 - общий вид модуля полезной нагрузки в аксонометрии (вид сверху),
фиг. 16 - общий вид модуля полезной нагрузки в аксонометрии (вид снизу),
фиг. 17 - несущий каркас модуля полезной нагрузки в аксонометрии,
фиг. 18 - модуль полезной нагрузки, вид спереди,
фиг. 19 - сечение несущего каркаса модуля полезной нагрузки (сечение К-К с фиг. 18),
фиг. 20 - вид на несущий каркас модуля полезной нагрузки сверху (вид Ε с фиг. 18).
Заявляемый космический аппарат для научных исследований устроен следующим образом.
Космический аппарат для научных исследований (см. фиг. 1-6) содержит модуль 1 служебных систем, модуль 2 полезной нагрузки, выносную штангу 3 с датчиками научной аппаратуры 4. Модуль 1 служебных систем и модуль 2 полезной нагрузки соединены друг с другом, выносная штанга 3 закреплена на модуле 2 полезной нагрузки. Модуль 1 служебных систем снабжен блоками 5 служебных систем, радиаторами 6 системы терморегулирования, панелями 7 солнечных батарей, блоком 8 двигательной установки и антеннами радиосвязи 10, 11. Модуль полезной нагрузки содержит блоки 9 научной аппаратуры.
Модуль 1 служебных систем и модуль 2 полезной нагрузки космического аппарата состоят из несущих каркасов 12, 13 и поперечных платформ 14. 15 соответственно (см. фиг. 7, 15, 16).
Несущие каркасы 12, 13 модулей выполнены в виде прямых призм (см. фиг. 1-3, 5-7), вдоль боковых ребер которых пропущены продольные стойки 16 несущего каркаса модуля служебных систем и продольные стойки 17 несущего каркаса модуля полезной нагрузки.
Основание несущего каркаса модуля служебных систем выполнено в виде правильного треугольника, как показано на фиг. 5, 7, 8. Основание несущего каркаса модуля полезной нагрузки выполнено в виде выпуклого четырехугольника (см. фиг. 16, 17, 19, 20), две стороны которого выполнены с длиной, равной длине стороны основания каркаса модуля служебных систем, и развернуты друг относительно друга на 60 градусов. Таким образом, отмеченные здесь три вершины четырехугольника основания несущего каркаса модуля полезной нагрузки совпадают с вершинами правильного треугольника, положенного в основание несущего каркаса модуля служебных систем.
Продольные стойки каркаса модуля служебных систем могут быть выполнены из профиля с сечением в форме двутавра (см фиг. 9) с отогнутыми наружу сечения частями одного из поясов. Три из продольных стоек модуля полезной нагрузки могут быть также выполнены из профиля с сечением в форме двутавра с отогнутыми наружу профиля частями поясов (см. фиг. 19), четвертая продольная стойка каркаса модуля полезной нагрузки может быть выполнена в виде стенки, оребренной с наружной стороны каркаса (см. фиг. 17, 19).
Нижние концы продольных стоек модуля служебных систем, обращенные к смежному модулю космической головной части, целесообразно соединить друг с другом поперечными элементами 21 (см. фиг. 9, 11), выполненными в виде профиля с сечением в форме уголка. Кроме того, нижние концы продольных стоек несущего каркаса модуля служебных систем целесообразно выполнить с обеспечением возможности крепления космического аппарата к смежному блоку космической головной части, разместив на них места 18 установки необходимых средств крепления и отделения космического аппарата от смежного блока космической головной части.
В пролетах между продольными стойками 16 и 17 каркасов размещены прямоугольные панели 19 и 20 каркасов модуля служебных систем и модуля полезной нагрузки соответственно. Боковые торцы панелей каркасов соединены с продольными стойками каркасов.
Поперечные платформы модуля служебных систем и модуля полезной нагрузки выполнены в виде снабженных тепловыми трубами трехслойных сотовых панелей с габаритами, превышающими поперечные габариты несущих каркасов. Поперечная платформа 15 модуля 2 полезной нагрузки выполнена в форме прямоугольника. При этом часть поперечной платформы, прилегающая, по крайней мере, к одному из углов, выполнена с вырезом: в наиболее предпочтительном варианте выполнения космического аппарата (см. фиг. 4, 15, 16) два угла прямоугольной поперечной платформы 15 снабжены прямоугольными вырезами. Поперечная платформа 14 модуля служебных систем выполнена в виде шестиугольника со скругленными углами. При этом нечетные стороны платформы целесообразно выполнить короткими, а четные стороны платформы - удлиненными, как показано на фиг. 7. Наиболее предпочтительно торцы 37 удлиненных четных сторон поперечной платформы несущего каркаса модуля служебных систем ориентировать параллельно панелям 19 каркаса модуля служебных систем.
В соответствии с заявляемым решением к стороне поперечной платформы 14, обращенной в сторону положительного направления продольной оси аппарата X, модуля служебных систем присоединен каркас модуля служебных систем, а к другой стороне, обращенной в сторону отрицательного направления оси X, присоединен каркас модуля полезных нагрузок (см. фиг. 1, 2, 3, 6). Места крепления продольных стоек 16 и 17 каркасов модулей к платформе расположены по отношению к платформе оппозиционно относительно друг друга: они расположены на разных сторонах поперечной платформы несущего каркаса модуля служебных систем. Продольные стойки и трехслойную поперечную платформу 14 несущего каркаса модуля служебных систем наиболее целесообразно соединить в единый пакет с использованием разъемного, например, болтового, соединения (см. фиг. 10) через закладные элементы 34, расположенные внутри поперечной платформы 14. В качестве продольных стоек, соединенных в единый пакет, могут быть указаны три продольные стойки 16 несущего каркаса модуля служебных систем и три продольные стойки 17 несущего каркаса модуля полезной нагрузки, концы которых совпадают с вершинами правильного треугольника, как описано выше.
Дополнительно концы продольных стоек 16 и 17 несущих каркасов модуля служебных систем и модуля полезной нагрузки космического аппарата, которые закреплены на поперечной платформе 14 модуля служебных систем, могут быть соединены друг с другом поперечными элементами 21, 22. Эти элементы наиболее предпочтительно выполнить в виде профилей с сечением в форме уголка, одна из стенок каждого из которых соединена панелью соответствующего каркаса, а другая с поперечной платформой 14 каркаса модуля служебных систем (см. фиг. 10).
Радиаторы 6 системы терморегулирования модуля служебных систем выполнены в виде снабженных тепловыми трубами 36 сотопанелей. Радиаторы 6 размещены параллельно панелям 19 несущего каркаса модуля служебных систем на удалении от них (см. фиг. 7). Радиаторы 6 расположены с обеспечением возможности теплового контакта с торцами 37 удлиненных четных сторон поперечной платформы 14 модуля служебных систем (см. фиг. 14): тепловая труба 35, расположенная в торце поперечной платформы выполнена с обеспечением теплового контакта с тепловой трубой 36 радиатора.
Панели 7 солнечных батарей наиболее предпочтительно выполнить с возможностью их раскладывания. При этом в сложенном положении панели 7 солнечных батарей целесообразно уложить у радиаторов 6 системы терморегулирования, а в разложенном положении развернуть параллельно поперечной платформе 14 модуля служебных систем. Крепление панелей может быть выполнено с использование механизмов 25 крепления солнечных батарей и элементов зачековки панелей в сложенном положении (см. фиг. 2, 5, 13).
Модуль служебных систем может быть снабжен продольными элементами 23, размещенными за радиаторами-излучателями с небольшим наклоном к ним. Концы каждого из продольных элементов 23 соединены с радиатором 6 системы терморегулирования (см. фиг. 6, 13, 14). При этом один конец каждого из указанных элементов 23 дополнительно соединен с поперечной платформой 14 (см. фиг. 13, 14). Другой конец каждого из продольных элементов 23 дополнительно соединен с механизмом крепления 25 панелей солнечных батарей и подкосом 24, который закреплен на продольной стойке 16 несущего каркаса модуля служебных систем (см. фиг. 7, 8, 13).
Блок 8 двигательной установки установлен на поперечной платформе модуля служебных систем внутри осевого проема несущего каркаса модуля служебных систем, образованного панелями 19 каркаса. В качестве двигательной установки космического аппарата может быть использована абляционно-импульсная плазменная двигательная установка.
Блоки 5 служебных систем аппаратуры закреплены на поперечной платформе 14 модуля служебных систем, как на стороне, обращенной к несущему каркасу модуля служебных систем (по отрицательному направлению оси X), так и на стороне, обращенной к несущему каркасу модуля полезной нагрузки по положительному направлению оси X. При этом на стороне платформы, обращенной к несущему каркасу модуля служебных систем, блоки 5 служебной аппаратуры размещены между панелями 19 несущего каркаса и радиаторами 6 системы терморегулирования. На указанной стороне платформы могут быть размещены блоки бортового комплекса управления, блоки системы электроснабжения и блоки радиокомплекса. На стороне поперечной платформы 14 модуля служебных систем, обращенной к несущему каркасу модуля 2 полезной нагрузки, могут быть размещены датчики астроориентации, блок измерения угловых скоростей и исполнительные органы электромагнитной ориентации.
Кроме перечисленных элементов космический аппарат снабжен антеннами радиосвязи 10, 11.
Антенны 11 закреплены на продольных стойках несущего каркаса модуля служебных систем и ориентированы по отрицательному направлению оси X (см. фиг. 3, 6, 7, 13).
Две антенны 10 ориентированы по положительному направлению оси X и установлены на штанге 26, размещенной на периферии поперечной платформы 15 модуля полезной нагрузки вблизи ее торца, причем место ее установки подкреплено подкосом 27, закрепленном на одной из продольных стоек 17 несущего каркаса модуля полезной нагрузки, а конец штанги 26 подкреплен дополнительным подкосом 28, закрепленном на наружной стороне поперечной платформы 17 модуля полезной нагрузки (см. фиг. 2, 4, 6, 15, 15).
Блоки 9 научной аппаратуры размещены на поперечной платформе 15 модуля 2 полезной нагрузки с двух ее сторон, как показано на фиг. 1-4).
При проведении научных исследований с борта космического аппарата некоторые из научных приборов, например, приборы для исследования высокоэнергичных электронов с высоким разрешением, протонов и гамма квантов, приборы для радиочастотных исследований требуют размещения на удалении от корпуса космического аппарата. В соответствии с заявляемым решением научные приборы, требующие размещения на удалении от корпуса космического аппарата, размещены на выносной штанге 3. Выносная штанга 3 с датчиками 4 научной аппаратуры установлена на поперечной платформе 15 модуля полезной нагрузки вблизи одного из ее углов и в сложенном положении закреплена у ее торца (см. фиг. 2, 3, 4, 5, 6). Место ее установки с тыльной стороны поперечной платформы 15 несущего каркаса модуля полезной нагрузки подкреплено подкосом 30, закрепленном на одной из продольных стоек 17 несущего каркаса модуля полезной нагрузки.
Заявляемый модуль полезной нагрузки устроен следующим образом.
Модуль 2 полезной нагрузки содержит несущий каркас 13 и поперечную платформу 15. Несущий каркас модуля полезной нагрузки (см. фиг. 15-20) выполнен в виде прямой призмы с основанием, выполненным в форме выпуклого четырехугольника, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки 17.
В наиболее предпочтительном варианте выполнения модуля полезной нагрузки (см. фиг. 17, 19) три продольные стойка 17 несущего каркаса могут быть выполнены в виде профиля двутаврового сечения с отогнутыми относительно стенки наружу профиля поясами. Четвертая продольная стойка может быть выполнена в виде выгнутой наружу каркаса оребренной стенки.
Поперечная платформа 15 модуля полезной нагрузки выполнена в виде трехслойной сотовой панели в форме прямоугольника с габаритами, превышающими поперечные габариты несущего каркаса и установлена на верхних концах продольных стоек 17 каркаса с перекрытием его верхнего основания (см. фиг. 15, 16). Поперечная платформа 15 модуля полезной нагрузки может быть снабжена прямоугольными вырезами, размещенными по ее углам, как показано на фиг. 15, 16. Поперечную платформу целесообразно снабдить аксиальными тепловыми трубами, размещенными внутри платформы, и коллекторной тепловой трубой, размещенной в кожухе 31 снаружи платформы (см. фиг. 15) и ориентированной перпендикулярно аксиальным тепловым трубам.
В соответствии с заявляемым решением часть внешней стороны поперечной платформы 15 модуля полезной нагрузки выполнена в виде радиатора системы терморегулирования. Эту часть внешней стороны поперечной платформы модуля полезной нагрузки целесообразно закрыть защитными элементами, на основе стекла, которые могут быть выполнены, например, из материала К-208СрЭ. На остальной части внешней поверхности поперечной платформы модуля полезной нагрузки могут быть размещены блоки научной аппаратуры.
Нижние концы продольных стоек 17 каркаса модуля полезной нагрузки соединены друг с другом поперечными элементами 22. Поперечные элементы 22 каркаса несущей конструкции модуля полезной нагрузки могут быть выполнены в виде профилей с сечением в форме уголка (см. фиг. 11).
Боковые стороны несущего каркаса модуля полезной нагрузки перекрыты прямоугольными панелями 20, соединенными с продольными стойками 17 и с поперечными элементами 22 (см. фиг. 12, 16, 17, 18).
Панели 20 несущего каркаса модуля полезной нагрузки целесообразно снабдить дополнительными поперечными элементами 32, выполненными в виде профилей уголкового сечения и пропущенными по верхним торцам панелей 20 несущего каркаса модуля полезной нагрузки.
Панель 20 несущего каркаса модуля полезной нагрузки может быть выполнена с обеспечением полного перекрытия по высоте пролета между стойками 17 несущего каркаса, как показано на фиг. 17, 18. При этом дополнительные поперечные элементы 32 целесообразно соединить с тыльной стороной поперечной платформы 15.
Для обеспечения упрощения сборки блоков 9 научной аппаратуры, установленной на тыльной стороне поперечной платформы 15, пролет между двумя смежными продольными стойками 17 несущего каркаса модуля полезной нагрузки может быть выполнен с частичным перекрытием панелью высоты пролета.
Для обеспечения упрощения сборки блоков 9 научной аппаратуры, установленной на тыльной стороне поперечной платформы 15, пролет между двумя смежными продольными стойками 17 несущего каркаса модуля полезной нагрузки может быть перекрыт двумя прямоугольными панелями. Первая из указанных панелей выполнена с возможностью перекрытия всей высоты пролета, а вторая с частичным перекрытием высоты пролета. Между указанными панелями целесообразно поместить дополнительную продольную стойку 33 и выполнить ее таврошвеллерного сечения (см. фиг. 19). Один конец дополнительной продольной стойки 33 может быть соединен с поперечными элементами 22 каркаса, а другой конец может быть соединен с поперечной платформой 15 модуля полезной нагрузки.
Заявляемые космический аппарат для научных исследований и модуль полезной нагрузки работают следующим образом.
С использованием известных из уровня техники технологий механического производства изготавливаются сборочные единицы модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и выносной штанги. При агрегатной сборке после сборки несущих каркасов модулей, поперечных платформ, выносной штанги, радиаторов системы терморегулирования и других элементов проводится сборка механических элементов модуля служебных систем и модуля полезной нагрузки. В ходе общей сборки космического аппарата на наружную и тыльную стороны поперечной платформы модуля полезной нагрузки устанавливаются блоки научной аппаратуры, причем установка блоков на тыльную сторону поперечной платформы ведется через проемы в панелях каркаса. В пространство между радиаторами системы терморегулирования и панелями каркаса модуля служебных систем и на сторону поперечной платформы, обращенную по положительному направлению оси X, устанавливаются блоки служебных систем. В проем между панелями каркаса модуля служебных систем устанавливается блок двигательной установки. Выносная штанга комплектуется датчиками научной аппаратуры. Затем проводятся необходимые операции по установке бортовой кабельной сети аппарата.
При выведении космического аппарата на орбиту искусственного спутника Земли продольная и поперечная нагрузка от блоков научной аппаратуры через поперечную платформу модуля полезной нагрузки передается на несущий каркас модуля полезной нагрузки и от него на несущий каркас модуля служебных систем.
После выведения космического аппарата на орбиту искусственного спутника Земли производится раскрытие панелей солнечных батарей и выносной штанги. Аппарат стабилизируется вращением относительно оси Ч. В полете ось минус X аппарата преимущественно ориентируется на Солнце. Тепловые потоки, выделяемые блоками научной аппаратуры, сбрасываются в окружающее пространство поперечной платформой модуля полезной нагрузки, а тепловые потоки, выделяемые блоками служебных систем, через аксиальные тепловые трубы поперечной платформы модуля служебных систем передаются на радиаторы системы терморегулирования и отводятся в окружающее пространство.
В случае необходимости с использованием блока двигательной установки проводятся коррекции орбиты космического аппарата.
Научные данные, регистрируемые блоками научной аппаратуры и датчиками научной аппаратуры, размещенными на выносной штанге на удалении от корпуса космического аппарата, через антенны радиосвязи передаются на Землю.
Заявленные технические решения могут быть изготовлены на предприятиях ракетно-космической промышленности.