СИЛОВАЯ КОНСТРУКЦИЯ УНИФИЦИРОВАННОЙ ПЛАТФОРМЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
POWER STRUCTURE OF SPACECRAFT UNIFIED PLATFORM

Изобретение относится к конструкции и компоновке изделий космической техники, а именно к силовой конструкции, которая является единой основой унифицированной платформой космического аппарата (УПКА) и представляет собой конструктивно и функционально обособленный модуль для ее построения.
С целью создания конкурентоспособной унифицированной (модифицируемой под устанавливаемые модули полезной нагрузки и служебных систем) платформы моноблочного космического аппарата (КА), необходимо обеспечить высокую технологичность конструкции, достижение оптимальных затрат при производстве в минимально возможные сроки разработки и изготовления, адаптацию под нагрузки и интерфейсы ракеты-носителя.
Унифицированная платформа космического аппарата, являющаяся одной из составных частей КА, выполнена на основе силовой конструкции (СК) в виде четырех стоек с закрепленными на ней торцевыми и промежуточными поперечными сотовыми панелями и имеет форму параллелепипеда. На СК монтируются продольные сотовые панели, образующие корпус платформы КА. Внутри и снаружи корпуса установлено оборудование служебных систем и полезной нагрузки исходя из обеспечения оптимальных связей и теплового баланса. Конструктивно-компоновочная схема КА, содержащая и объединяющая оборудование полезной нагрузки и служебных систем, строится по блочно-модульному принципу конструктивно обособленных по функциональному назначению блоков, исходя из удобства сборки и автономности проведения испытаний отдельных составных частей КА и с учетом допустимого температурного диапазона бортовой аппаратуры.
Данное изобретение позволяет создать унифицированную платформу космического аппарата, имеющую улучшенные механические характеристики, обеспечить доступ к оборудованию и может быть использовано при создании моноблочного КА для обеспечения различных видов связи.
Известен аналог - космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем (Патент RU № 2617162 от 21.04.2017). Изобретение относится к конструкции и компоновке преимущественно геостационарных космических аппаратов. Космический аппарат содержит соединенные друг с другом фермой модуль служебных систем и модуль полезной нагрузки, причем модуль служебных систем включает корпус, выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки, пролеты между которыми перекрыты боковыми панелями, а нижнее основание перекрыто платформой, на которой размещены блоки бортовых служебных систем. Модули полезной нагрузки и служебных систем выполнены в виде сотовых панелей.
Недостатком аналога является то, что:
- аналог не может использоваться как унифицированная космическая платформа, так как возможности по оптимизации МЦХ и теплового режима за счет компоновки бортовой аппаратуры (БА) ограничены;
- снижается точность взаимного расположения между модулем служебных систем и модулем полезной нагрузки, обусловленная наличием механического интерфейса;
- возрастает масса КА из-за необходимости реализации тепловых, механических и электрических интерфейсов между модулем служебных систем и модулем полезной нагрузки.
Также известен аналог (Патент CN105667836), который описывает силовую конструкцию КА, состоящую из шести вертикальных алюминиевых стоек, жестко связанных с двумя внешними конструкционными плитами, а между собой с помощью поперечных перекладин.
Недостатком аналога является то, что:
- аналог предназначен для небольших космических аппаратов, так как конструкция имеет ограниченную жесткость;
- аналог не может использоваться как унифицированная космическая платформа, так как относится к силовой конструкции КА и не является устройством функционально обособленного модуля.
В качестве ближайшего аналога-прототипа выбрана унифицированная космическая платформа модульного принципа построения (Патент RU № 2684877. Дата публикации 25.05.2018. МПК B64G 1/10 B64G 1/22), которая принята за прототип изобретения.
Унифицированная космическая платформа прототипа относится к модульным конструкциям космических аппаратов различного назначения. Платформа выполнена на основе силовой конструкции корпуса в виде стоек. На силовой конструкции корпуса монтируется приборный отсек, состоящий из отдельных модулей, причем конструкция всех модулей, выполненных из сотовых панелей, образует в совокупности корпус приборного отсека. Силовая конструкция корпуса служит для обеспечения механического интерфейса всех модулей и представляет собой сварную конструкцию из четырех алюминиевых силовых стоек.
К недостаткам аналога-прототипа относятся:
- ограничение применения для моноблочного КА, обусловленное недостаточной жесткостью стоечной конструкции, изготовленной из алюминиевых сплавов;
- силовая конструкция корпуса в виде стоек не является самостоятельной структурной единицей, так как между стойками нет поперечных связующих элементов;
- ограничение в масштабировании конструкции для применения в КА среднего класса, имеющего повышенные технические и эксплуатационные характеристики, так как при этом требуемое увеличение жесткости силовых алюминиевых стоек влечет за собой значительное увеличение массы стоек, а, следовательно, и самого КА, при этом массовая составляющая силовых стоек будет возрастать от воспринимаемых нагрузок;
- затруднен доступ к оборудованию, так как приборный отсек, монтируемый на силовой конструкции корпуса, образован из скрепленных между собой сотовых панелей.
Предлагаемое изобретение и унифицированная космическая платформа модульного принципа построения, которая принята за прототип изобретения, имеют следующие общие, характеризующие их существенные признаки: силовая конструкция унифицированной платформы космического аппарата, имеющая форму параллелепипеда, на которой установлен корпус платформы космического аппарата, выполненная в виде конструкции из силовых стоек.
Технической проблемой изобретения является создание унифицированной платформы для моноблочного КА, выполненной на основе силовой конструкции в виде стоек, отвечающей современным требованиям по уменьшению габаритов и массы КА, повышению плотности компоновки оборудования, снижению объема работ по адаптации КА к повышенным силовым нагрузкам, повышению технических и эксплуатационных характеристик, обеспечению одновременного запуска нескольких КА, выполненных на базе данной УПКА, а также сокращению сроков  создания КА.
Решение указанной проблемы по созданию унифицированной платформы космического аппарата, выполненной на основе силовой конструкции в виде четырех стоек с установленными на них продольными сотовыми панелями, образующими корпус платформы КА, осуществляется так, что стойки выполнены из композиционного материала и имеют в своем составе концевые титановые фитинги для крепления с нижним и верхним основаниями силовой конструкции, выполненными в виде сотовых панелей, при этом, каждая стойка состоит, по меньшей мере, из одной части, выполненной из одного композиционного материала и одного типоразмера или из нескольких частей, соединенных между собой соосно через интерфейсные промежуточные поперечные сотовые панели, а материал и диаметры стоек выбраны таким образом, что площадь поперечного сечения различных частей разделяемых силовых стоек тем больше, чем ближе они расположены к адаптеру (или переходной системе) ракеты-носителя, при этом в пределах одной части разделяемой силовой стойки площадь поперечного сечения постоянна и может варьироваться в зависимости от требований по динамическим перемещениям аппарата и жесткостным требованиям силовой конструкции космического аппарата, а корпус платформы космического аппарата образован из отдельных продольных сотовых панелей, каждая из которых состыкована с силовой конструкцией через закладные элементы, расположенные на силовых стойках.
Техническая сущность и принцип действия предложенного способа поясняются чертежами, на которых изображено:
Фиг.1 - общий вид силовой конструкции;
Фиг. 2 - соединение фитингов стоек с промежуточными поперечными сотовыми панелями;
Фиг. 3 - соединение стоек с промежуточной поперечной сотовой панелью через кронштейны;
Фиг. 4 - клеевое и заклепочное соединения фитингов со стойками;
Фиг. 5 - закладные элементы, установленные в стойках, для соединения с сотовыми панелями;
Фиг. 6 - расположение продольных сотовых панелей платформы;
Фиг. 7 - крепление сотовых панелей со стойками;
Фиг.8 - общий вид унифицированной платформы космического аппарата.
На фиг.1 предложенная силовая конструкция, на которой установлен корпус платформы космического аппарата, представляет собой раму из четырех силовых стоек 1 (1-1, 1-2, 1-3, 1-4), 2 (2-1, 2-2, 2-3, 2-4), 3 (3-1, 3-2, 3-3, 3-4), 4 (4-1, 4-2, 4-3, 4-5), изготовленных из композиционного материала и собранных в виде параллелепипеда.
Снизу и сверху стойки соединены с опорными сотовыми панелями 5 и 6 (нижним и верхним основаниями силовой конструкции) через концевые титановые фитинги 7, 8 посредством болтов 9, 10 (фиг. 2). Сотовые панели 5 и 6 придают жесткость конструкции, связывая стойки 1, 2, 3, 4 в единое целое. Для обеспечения дополнительной жесткости силовой конструкции в ее состав включены промежуточные поперечные сотовые панели 11, 12, 13. Силовые стойки 1, 2, 3, 4 состоят из нескольких частей, соединенных соосно между собой через фитинги 14 с промежуточными поперечными сотовыми панелями 11, 12, 13 посредством болтов 15 (фиг. 2). В пределах одного аппарата составные части стоек должны располагаться соосно, но композиционный материал и диаметры составных частей стоек могут изменяться.
В зависимости от требуемой жесткости конструкции меняется количество промежуточных поперечных сотовых панелей и, соответственно, количество стыков стоек и материал стоек: например, M46J или M55J. Последний применяется для более нагруженных стоек.
При минимальных жесткостных требованиях возможен вариант исполнения, при котором каждая силовая стойка 1, 2, 3, 4 состоит из одной части, при этом стойки выполнены из одного композиционного материала и одного типоразмера. Длина стоек может меняться и определяется размерами силовой конструкции и назначением КА.
Для обеспечения требований по динамическим перемещениям космических аппаратов при одновременном запуске нескольких КА и, соответственно, увеличения жесткости конструкции более чем в два раза, материал стоек меняется, например, с алюминиевого сплава на углеродный жгут M46J; материал концевых фитингов, например, с алюминиевого сплава на сплав ВТ14.
Требования по жесткости силовых стоек, которая увеличивается по мере приближения к адаптеру, обеспечивается площадью поперечного сечения стоек. Поэтому площадь поперечного сечения различных частей разделяемой силовой стойки тем больше, чем ближе они расположены к адаптеру (или переходной системе) ракеты-носителя, при этом, с целью снижения затрат на изготовление стоек, в пределах одной части разделяемой силовой стойки площадь поперечного сечения постоянна и варьируется в зависимости от требований по динамическим перемещениям аппарата и жесткостным требованиям силовой конструкции космического аппарата.
Торцевые титановые фитинги 7 и 8 для соединения с опорными поперечными сотовыми панелями 5, 6 и с промежуточными поперечными сотовыми панелями 11, 12, 13 вмонтированы в стойки и установлены с помощью клеевого соединения 16 и заклепочного 17 (фиг. 4). Корпус платформы космического аппарата образован из отдельных продольных сотовых панелей 18, 19, 20, 21, каждая из которых состыкована с силовой конструкцией через закладные элементы 23, расположенные на силовых стойках. Для закрепления продольных сотовых панелей 18, 19, 20, 21 в стойках выполнены отверстия 22, в которые установлены титановые закладные элементы 23 (фиг. 5).
Сборку силовой конструкции платформы осуществляют последовательно. На начальном этапе сборки нижние части стоек 1-1, 2-1, 3-1, 4-1 соединяют с опорной панелью 5 через титановые фитинги 7 посредством болтов 9 (фиг. 2).
Далее идет последовательная установка промежуточных поперечных сотовых панелей 12, 13 через фитинги 14 с нижними (1-1, 2-1, 3-1, 4-1), средними (1-2, 2-2, 3-2, 4-2) и верхними (1-3, 2-3, 3-3, 4-3) частями стоек 1, 2, 3, 4 посредством болтов 15 (фиг. 2).
Стыковку промежуточной поперечной сотовой панели поз. 11 со стойками осуществляют через кронштейны 24 посредством болтов 25 (фиг. 3).
Следующим этапом идет монтаж верхней опорной панели 6 с верхними (1-3, 2-3,     3-3, 4-3) частями стоек 1, 2, 3, 4 через титановые фитинги 8 посредством болтов 10. Это является конечным результатом сборки силовой конструкции (фиг.1).
Далее выполняют механическую обработку закладных элементов 23, установленных в стойках, с целью получения заданных параметров интерфейсных отверстий 24 (фиг. 5).
На заключительном этапе сборки продольные панели 18, 19, 20, 21 соединяют с силовой конструкцией через выполненные отверстия 24 посредством болтов 25 (фиг. 7). Монтаж панелей выполняют в следующем порядке:
- устанавливают поочередно панели 18, 19, параллельные плоскости XOY;
- устанавливают поочередно панели 20, 21, параллельные плоскости ZOY.
Конечным результатом сборки является унифицированная платформа космического аппарата (фиг. 8).
Достоинства предложенной конструкции:
- для обеспечения повышенных (по сравнению с прототипом) требований по динамическим перемещениям аппарата и жесткостным требованиям к силовой конструкции, стойки выполнены из композиционного материала, модуль упругости которого в четыре раза больше, чем у алюминиевых сплавов;
- масса силовой конструкции из композиционного материала значительно меньше массы аналогичной силовой конструкции из алюминиевого сплава при условии обеспечения требуемой устойчивости к внешним воздействиям;
;
- обеспечено применение минимально возможной номенклатуры интерфейсных кронштейнов. Остаются только кронштейны для соединения продольных сотовых панелей с поперечными сотовыми панелями
- большая жесткость за счет высокого модуля упругости и малый коэффициент линейного температурного расширения композиционного материала стоек, а также отсутствие конструктивных связей сотовых панелей между собой, обеспечивают требования по температурным деформациям корпуса в местах установки точных приборов;
- конструкция корпуса платформы, образованного из отдельных сотовых панелей, не скрепляемых между собой, разработана с целью обеспечения удобства и простоты обслуживания, монтажа и демонтажа приборов и самих сотовых панелей;
- реализация данного технического решения (выполнение космических аппаратов на основе данной силовой конструкции, имеющей форму параллелепипеда) позволяет осуществить одновременный запуск нескольких аппаратов, размещая их параллельно продольной оси Y силовой конструкции на общую переходную систему ракеты-носителя.
Техническим результатом изобретения являются:
- высокая жесткость при оптимальном соотношении жесткость-вес заключается в выборе материала стоек и оптимального соотношения толщин стоек с механическими нагрузками. Жесткость силовой конструкции обеспечивается площадью поперечного сечения стоек, материалом стоек и поперечными сотовыми панелями. Тем самым, обеспечивается переход больших нагрузок от носителя к платформе при выведении на орбиту за счет конструкции силовых стоек;
- обеспечение механической прочности СК за счет поперечных сотовых панелей;
- повышение технологичности КА при его сборке, безопасности и удобства монтажа сотовых панелей, входящих в состав платформы за счет наличия продольных сотовых панелей, не скрепляемых между собой. Каждая сотовая панель, входящая в состав корпуса платформы, имеет интерфейс только с силовой конструкцией и устанавливается непосредственно на стойки. Сотовые панели устанавливаются автономно (независимо друг от друга) на стойки силовой конструкции в определенной последовательности, обеспечивая тем самым принцип независимой компоновки каждой панели с целью удобства сборки и сокращения времени на изготовление КА;
- плотность компоновки оборудования благодаря блочно-модульному принципу его размещения позволяет минимизировать размеры корпуса платформы для обеспечения одновременного запуска нескольких КА, а также, получить универсальность конструкции платформы для обеспечения различных видов связи.