Маломассогабаритная космическая платформа

Полезная модель относится к области космического машиностроения, в частности к космическим платформам (КП), и может быть использована при создании малых космических аппаратов (МКА) различного назначения для работы на околоземных орбитах.
Известна универсальная платформа космического аппарата (ПКА) (патент №2624764, МПК B64G 1/22, опубл. 06.07.2017), представляющая собой конструктивно и функционально обособленный модуль для построения КА, основой ПКА является цилиндрическая автономная силовая конструкция корпуса (СКК) с закрепленными на ней сотовыми панелями для размещения на них оборудования только модуля служебных систем (МСС), в состав которого входят системы жизнеобеспечения КА, торцы СКК выступают за плоскости оснований МСС, причем верхний торец имеет узлы стыковки с СКК модуля полезной нагрузки (МЛН), которые в совокупности с узлами стыковки панелей МСС и панелей МЛН обеспечивают интеграцию механического интерфейса КА в зоне стыковки механического интерфейса, кроме того, на внешней стороне верхней панели ПКА располагаются зоны стыковки электрического и гидравлического интерфейсов МСС с МЛН. При этом баки хранения рабочего тела для двигательной установки (ДУ) системы коррекции (СК), баки хранения рабочего тела для ДУ СОС, приборы системы стабилизации и ориентации (СОС), панели батарей солнечных (БС), приводы БС и частично ДУ СК и СОС входят в состав ПКА, но территориально могут располагаться в зоне МЛН, в зависимости от компоновки КА и положения центра масс КА.
Недостатком данного технического решения является сложность конструкции, требующая существенных трудозатрат для изготовления, также использование цилиндрической силовой конструкции приводит к неудобному размещению бортовой аппаратуры (БА), форма которой в большей степени представляет собой параллелепипед.
Известна унифицированная космическая платформа модульного принципа построения (патент №2684877, МПК B64G 1/10, B64G 1/22, опубл. 15.04.2019), выполненная на основе СКК в виде стоек. Внутри СКК размещена двигательная установка с баком (баками) рабочего тела и двигателем коррекции. На СКК монтируется приборный отсек (ПО), внутри которого установлены служебные системы, а снаружи - крылья солнечной батареи. ПО состоит из базовых и модифицируемых модулей. На основе последних могут создаваться КА дистанционного зондирования Земли или связи. Все модули выполнены из сотовых панелей, вместе образующих корпус ПО. Каждый модуль в отдельности является служебной системой, имеющей собственный комплект бортовой кабельной сети, механические, электрические и др. типичные элементы. Технический результат направлен на повышение надежности, технологичности и универсальности КА.
Недостатком данного технического решения является также сложность конструкции и многочисленность интерфейсов для стыковки, что является существенным фактором, влияющим на надежность работы системы.
Известна космическая платформа для малых космических аппаратов (патент №132422, МПК B64G 1/10, опубл. 20.09.2013), содержащая негерметичный несущий корпус в виде параллелепипеда из сотопанелей с расположенными внутри корпуса устройствами и приборами служебных бортовых систем, включая химическую батарею, и с расположенными снаружи корпуса двигательной установкой, элементом крепления модуля полезной нагрузки и складными панелями солнечной батареи в виде крыльев, состоящих из корневой и концевой частей, снабженных узлами их поворота в рабочее положение, причем корпус выполнен из соединенных между собой самонесущих термостабилизированных сотопанелей со встроенными каркасами и тепловыми трубами, панели солнечной батареи расположены на концевых частях крыльев и выполнены трехстворчатыми с возможностью раскладывания крайних створок в перпендикулярном направлении относительно направления раскладывания обеих частей крыльев, корневые части которых выполнены в виде дистанционных элементов для установки панелей в рабочем положении на расстоянии от корпуса, узлы и приборы служебных бортовых систем, стойкие к радиационному и ультрафиолетовому облучению, установлены на наружных поверхностях корпуса, на одной из внешних торцевых плоскостей которого жестко закреплены двигательная установка и переходной элемент, а на другой закреплен элемент крепления модуля полезной нагрузки.
Основным недостатком данного технического решения является то, что для целевой аппаратуры требуется отдельный модуль, который стыкуется с блоком служебных систем. Данная конфигурация требует отдельной проработки модуля с целевой аппаратурой, в частности существенной проработки системы обеспечения теплового режима (СОТР). Сложная форма платформы требует дополнительных трудозатрат по разработке выкройки экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ), что приводит к появлению дополнительных стыков и швов, нарушающих тепловой баланс аппарата.
Наиболее близким аналогом является космическая платформа, на основе которой разработан космический аппарат дистанционного зондирования Земли (патент №198739, МПК B64G 1/22, опубл. 24.07.2020 г.). Космический аппарат состоит из рамы, боковой панели +Z, боковой панели -Z, боковой панели +Y, боковой панели -Y, торцевой панели +Х, торцевой панели -X, бортовой системы контроля и управления (БСКУ), системы управления движением (СУД), системы электропитания (СЭП), СОТР, термокаталитической ДУ, целевой аппаратуры в виде широкозахватного мультиспектрального комплекса дистанционного зондирования Земли, радиолокационного комплекса и комплекса дифракционной оптики. При этом панели корпуса представляют собой трехслойную конструкцию, состоящую из двух обшивок алюминиевого сплава, соединенных между собой через сотовый заполнитель, в который встроены тепловые трубы, на внешней части поверхности панелей, предназначенной для сброса тепла в космическое пространство, нанесено терморегулирующее покрытие, а на внешней части поверхности панелей, не предназначенной для сброса тепла, установлена ЭВТИ. БСКУ включает в свой состав бортовой центральный контроллер (БЦК), бортовой радиотехнический комплекс (БРК) с двумя радиопередающими устройствами и антенно-фидерным устройством, контроллер телеметрических измерений, контроллер температурного регулирования, контроллер навигации и времени, приемное антенное устройство (АУ), передающие АУ, АУ навигационной аппаратуры. СУД состоит из электромагнитов, оптических солнечных датчиков, блока определения координат звезд, управляющих двигателей маховиков, а также комплекса исполнительных и чувствительных элементов, включающих универсальную многофункциональную вычислительную систему (УМВС), одноосные измерители угловой скорости (ОИУС) и магнитометр аналоговый (МА). СЭП состоит из батареи фотоэлектрической, литий-ионной аккумуляторной батареи и блока автоматики контроля, управления и регулирования. СОТР включает в свой состав пленочные электронагреватели, датчики температурные, контроллер измерений и регулирования, трубы тепловые панелей, трубы тепловые контурные, тепловые трубы бортовой аппаратуры. Конструктивное исполнение рамы представляет сварную конструкцию, состоящую из шпангоутов и стоек, выполненных из алюминиево-магниевого сплава. Шпангоуты состоят из балок и фитингов, сваренных между собой. Конструкция балок и стоек образована фрезерованными швеллерами, попарно соединенными между собой сваркой. Фитинги также являются фрезерованными. После сварки конструкция подлежит отжигу и последующей механической обработке по шести плоскостям под установку на них сотовых панелей. После механической обработки выполняется разделка отверстий под установку переходных титановых втулок, являющихся местами крепления сотовых панелей.
Основным недостатком данного технического решения является трудоемкость изготовления несущей рамы аппарата, в виду необходимости фрезерования, а также необходимости изготовления оснастки для сварки, отжига и последующей механической обработки.
Задача, на решение которой направлено заявленное техническое решение, является создание простой и эффективной конструкции космической платформы с обеспечивающими системами для ускорения производства малых космических аппаратов на ее основе.
Техническим результатом, достигаемым при использовании данного решения, является повышение скорости производства космической платформы, без потери ее надежности и эффективности.
Указанный технический результат достигается за счет того, что в маломассогабаритной космической платформе, содержащей негерметичный корпус, который состоит из рамы, четырех боковых панелей, двух торцевых панелей, одной центральной панели и кронштейнов, бортовую систему контроля и управления (БСКУ), систему управления движением (СУД), систему электропитания (СЭП) и систему обеспечения теплового режима (СОТР), при этом панели корпуса представляют собой трехслойную конструкцию, состоящую из двух обшивок алюминиевого сплава, соединенных между собой через сотовый заполнитель, в который встроены тепловые трубы, на внешней части поверхности панелей, предназначенной для сброса тепла в космическое пространство, нанесено терморегулирующее покрытие, а на внешней части поверхности панелей, не предназначенной для сброса тепла, установлена экранно-вакуумная теплоизоляция, также платформа содержит в своем составе термокаталитическую двигательную установку (ДУ), работающую на экологически безопасных монотопливах, по меньшей мере, один двигатель которой, установлен на внешней стороне верхней торцевой панели космического аппарата, а топливные баки и система подачи топлива выполнены в виде моноблока и установлены на внутренней грани верхней торцевой панели, рама состоит из металлических профилей, скрепленных между собой с помощью болтового соединения, при этом блок автоматики контроля, управления и регулирования (БАКУР) установлен на нижней поверхности центральной панели.
Кроме того, профили рамы скреплены между собой с помощью клепанного соединения.
Данное конструктивное исполнение рамы приведет к улучшению технологичности изготовления за счет отказа от трудоемкого процесса фрезерования и сварки составных частей, сварки рамы в целом, ее отжига и последующей механической обработки, что позволит сократить временные затраты на изготовление серийных МКА на базе космической платформы.
Техническая сущность предложенного технического решения поясняется следующими чертежами:
- на фиг. 1 изображен общий вид платформы, вид на панели +Х, +Y, +Z;
- на фиг. 2 изображен общий вид платформы, вид на панели -X, -Y, -Z;
- на фиг. 3 изображена панель -X с рамой платформы;
- на фиг. 4 изображено внешнее расположение бортовой аппаратуры;
- на фиг. 5 изображены панели -Y и -Z с расположением БА аппаратуры;
- на фиг. 6 изображены панели +Y и +Z с расположением БА;
- на фиг. 7 изображен объем для целевой аппаратуры внутри платформы. Космическая платформа состоит из торцевой панели +Х (1), боковой панели +Y (2), боковой панели +Z (3), торцевой панели -X (4), боковой панели -Y (5), боковой панели -Z (6), рамы (7), БСКУ, СУД, СЭП, СОТР и термокаталитической ДУ. Панели корпуса (1-6) представляют собой трехслойную конструкцию, состоящую из двух обшивок алюминиевого сплава, соединенных между собой через сотовый заполнитель, в который встроены тепловые трубы. На внешней части поверхности панелей, предназначенной для сброса тепла в космическое пространство, нанесено терморегулирующее покрытие, а на внешней части поверхности панелей, не предназначенной для сброса тепла, установлена ЭВТИ. СОТР включает в свой состав пленочные электронагреватели, датчики температурные, трубы тепловые панелей, трубы тепловые контурные. Рама (7) собрана из профилей уголкового (п-образного) сечения с помощью болтового (клепанного) соединения без использования сварки. Термокаталитическая ДУ содержит распределительную панель (8), двигатель (9) с соплом и баки с топливом (10). Сопло двигателя (9) скрыто с помощью кожуха (11) на внешней стороне панели -X (4). Также на панели -X (4) установлены солнечные панели (12), оптические солнечные датчики (13), передающее антенное устройство (АУ) (14) БСКУ, АУ (15) навигационной аппаратуры, приемное АУ (не изображено), узел феррозондовый аналогового магнитометра (16), а к панели +Х (1) прикреплены кронштейны с передающим АУ (17) БСКУ и антенна (18) радиолинии передачи цифровой информации. Звездные датчики (19) установлены таким образом, что их верхние части выступают из панелей +Y (2) и -Y (5). Электромагниты (20) установлены с внешней стороны на панелях +Y (2) и +Z (3). На каждой из внешних сторон панелей также установлены контурные тепловые трубы (21). Платформа включает дополнительно центральную сотовую панель (22), установленную в качестве силовой конструкции внутри платформы. На нижней поверхности центральной панели (22) установлены блок автоматики контроля, управления и регулирования (БАКУР) (23), двигатель маховик (24) и одноосный измеритель угловой скорости (ОИУС) (25). Под центральной панелью (22) на панели -Y (5) располагается литий-ионная аккумуляторная батарея (26). Над центральной панелью (22) на панели -Z (6) располагается блок электронных магнитометров (27) и двигатель маховик (28). На верхней поверхности центральной панели (22) установлены ОИУС (29), управляющая многофункциональная вычислительная система (УМВС) (30), ОИУС (31) и звездные датчики (19). Над центральной панелью (22) на панели +Z (3) располагается блок обработки данных (32) и блок управления ДУ (33). Под центральной панелью (22) на панели +Z (3) располагается блок БСКУ (34), а на панели +Y (2) располагается бортовое запоминающее устройство (БЗУ) (35) и бортовой радиотехнический комплекс (БРК) (36). Блок БСКУ (34) включает в свой состав БЦК, контроллер телеметрических измерений, контроллер заряда АБ и раздачи питания, контроллер температурного регулирования и контроллер навигации и времени. Для целевой аппаратуры предусмотрена область (37) внутри корпуса космической платформы.
Космическая платформа работает следующим образом.
Согласно обеспечиваемому среднесуточному электропотреблению (таблица 1) на целевую аппаратуру, при условии, что на борту будет организована аппаратура межспутниковой связи, отводится 130 Вт.
Возможный состав БА космической платформы с указанием массы отдельных блоков представлен в таблице 2.
Производится подбор и установка целевой аппаратуры, для функционирования которой обеспечивается достаточное электропотребление, а также устраивают массогабаритные характеристики. В качестве целевой аппаратуры возможно использование оптико-электронной аппаратуры (ОЭА). На орбиту средней высотой 500 км, автоматически, после срабатывания датчика контакта отделения от средств выведения, используя ОИУС (29), УМВС (30), магнитометры (16, 27), оптические солнечные датчики (13), звездные датчики (19), комплекс управляющих двигателей маховиков (24, 28), электромагниты (20), КА приводится в одноосную солнечную ориентацию и происходит раскладывание панелей батареи фотоэлектрической (12). При получении полетного задания на очередной сеанс работы аппаратуры БСКУ КА обеспечивает выдачу питающего напряжения на ОЭА, установленную в область (37), БЗУ (35) и БРК (36), задействованные в данном сеансе работы.
Управление аппаратурой дистанционного зондирования Земли производится по программно-временному принципу. Подачу питающего напряжения на основной или резервный блоки питания соответствующих составных частей аппаратуры осуществляет БСКУ, которая обеспечивает выдачу массивов управляющих параметров и прием информации оперативного контроля по интерфейсу управления CAN 2/0В.
При завершении срока активного существования КА, по заранее заложенной в память БСКУ программе, при помощи комплекса управляющих двигателей-маховиков, производится перевод КА в солнечную ориентацию. Затем в заранее определенный момент времени включается ДУ, которая работает необходимое для выдачи тормозного импульса время, и КА переходит на траекторию полета к Земле и сгорает в плотных слоях атмосферы.