КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ

Заявляемая полезная модель относится к космической технике, а именно к устройству космических аппаратов, работающих на геостационарной и высокоэллиптических орбитах искусственных спутников Земли и предназначенных для приема и ретрансляции данных с наземных пунктов в сочетании с проведением дистанционного зондирования Земли с использованием многоспектральной съемки в видимом и инфракрасном диапазоне для обеспечения решения задач в области метеорологии.
При проектировании таких аппаратов традиционная задача по снижению массы конструкции космического аппарата и его бортовых служебных систем дополняется техническими задачами по разработке конструкции, обеспечивающей размещение на его борту аппарата многофункционального комплекса целевой аппаратуры, в сочетании с высокими требованиями по стабильности взаимного положения блоков оптико-электронной аппаратуры и датчиков астроориентации в условиях космического полета.
Технические решения, известные из патентов РФ №2116228, 2144889, 2156211, 2164881, используют в конструкции космических аппаратов герметичные приборные отсеки. Так из патента РФ №2116228 (МПК B64G 1/58, опубл. 27.07.1998) известен космический аппарат, предназначенный для работы на геостационарных и высокоэллиптических орбитах. Космический аппарат, включает герметичный цилиндрический приборный контейнер, поворотные панели солнечных батарей, теплоизолирующий экран, выполненный в виде установленного соосно приборному контейнеру цилиндрического стакана, цилиндрический радиатор-охладитель. Внутрь теплоизолирующего экрана помещен приборный контейнер. Внутри приборного контейнера установлена аппаратура, требующая для своей работы поддержания температуры на уровне 0…40 градусов Цельсия. Один торец контейнера соединен с дном стакана с обеспечением возможности поворота экрана относительно контейнера. На другом торце контейнера может быть установлена радиоэлектронная ретрансляционная аппаратура и датчиковая аппаратура дистанционного зондирования Земли из космоса, требующая длительных режимов ориентация на Землю и поддержания температурного режима более низкого уровня, чем температурный режим в приборном контейнере.
Недостатками, как рассмотренного технического решения космического аппарата, так и упомянутых технических решений, является значительные масса и габариты космического аппарата из-за использования герметичного приборного контейнера и расположения его вдоль продольной оси аппарата. Недостаточна стабильность в условиях космического полета взаимного положения датчиков оптико-электронной аппаратуры и датчиков астроориентации, что обусловлено установкой датчиков дистанционного зондирования на торце приборного контейнера, подверженного температурным деформациям.
Из патентов РФ на полезные модели №132422 и №150666, патентов РФ на изобретения №2247683, 2374148 и других источников известен ряд технических решений устройства космического аппарата, которые включают модуль служебных систем и модуль полезной нагрузки, которые используют в конструкции космического аппарата корпуса, выполненные в форме прямых призм в негерметичном исполнении.
Например, известно решение космического аппарата, который содержит модуль служебных систем и модуль полезной нагрузки (см. Алифанов О.М., Подходы к созданию и направления применения малых космических аппаратов в космической технике, электронный журнал Труды МАИ, вып.49, М., 2011), корпуса которых выполнены в форме прямоугольных параллелепипедов. На боковых сторонах корпусов установлены блоки бортовой служебной аппаратуры и блоки полезной нагрузки. Прямоугольная панель, перекрывающая верхнее основание модуля полезной нагрузки, использована для размещения блоков оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования Земли и антенны радиокомплекса. Датчики астроориентации в соответствии с этим решением установлены в верхней части одной из боковых сторон корпуса модуля полезной нагрузки с примыканием к верхнему основанию корпуса.
В соответствии с техническим решением космического аппарата по патенту на полезную модель РФ №132422 (МПК B64G 1/10, опубл. 20.09.2013) модуль полезной нагрузки установлен на верхнем основании корпуса модуля служебных систем и содержит несущий каркас, целевую аппаратуру, астродатчики, антенны. Несущий каркас модуля полезной нагрузки выполнен в виде П-образного кронштейна, образованного двумя стойками и поперечиной, подкреплен стержневой системой. На поперечине П-образного кронштейна закреплены астродатчики с оптическими головками и с блендами и штанги с антеннами. Между поперечинами П-образного кронштейна на верхнем основании корпуса модуля служебных систем расположена целевая аппаратура полезной нагрузки, выполненная, например, в виде блока оптико-электронной аппаратуры.
В решении космического аппарата, известного из патента на полезную модель №150666 (МПК B64G 1/00, B64G 1/22, опубл. 20.02.2015), корпуса модулей служебных систем и полезной нагрузки выполнены в виде прямых призм с основанием в форме треугольника и четырехугольника соответственно. Верхние основания корпусов перекрыты платформами, выполненными в виде снабженных тепловыми трубами панелей. На платформе модуля полезной нагрузки размещены блоки целевой аппаратуры и антенны радиокомплекса. Датчики астроориентации и гироскопические приборы в этом решении размещены на платформе модуля служебных систем.
Рассмотренные решения космических аппаратов относятся к малоразмерным и малым космическим аппаратам массой до 1000 кг. Относительно небольшая масса и габариты этих спутников не дают возможности эксплуатации их на геостационарной и высокоэллиптических орбитах с обеспечением размещения на их на борту комплекса оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования и комплекса для приема с наземных пунктов информации и передачи данных на Землю. Кроме того, размещение датчиков астроориентации и блоков оптико-электронной аппаратуры на различных элементах конструкции не обеспечивает поддержание стабильного положения друг относительно друга этих блоков во время полета из-за тепловых деформаций конструкции.
Известны технические решения космических аппаратов (см. патент РФ №2092398, патенты США №7513462, 5755406, 6102339, патент ЕПВ №0780294), состоящие из модуля полезной нагрузки и модуля служебных систем. Состав и функциональные возможности этих космических аппаратов обеспечивают их работу на геостационарной орбите и обеспечивают решение задач по приему и передачи данных, телевизионного вещания и радиосвязи.
Наиболее близким налогом заявляемого решения космического аппарата является решение космического аппарата, известное из патента РФ на изобретение №2092398 (МПК B64G 1/10, опубл. 10.10.1997). Решение космического аппарата блочно - модульного исполнения по этому патенту содержит соединенные друг с другом 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 Н-образного отсеков. Блоки бортовой служебной аппаратуры модуля расположены на внутренних сторонах боковых стенок U-образного отсека и на двух сторонах перемычки Н-образного отсека. Боковые стенки U-образного отсека и Н-образного отсеков совмещены торцами друг с другом с образованием боковых сторон корпуса модуля служебных систем в форме прямоугольного параллелепипеда, боковые стороны которого выполнены в виде радиаторов - охладителей. 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.
Модуль полезной нагрузки рассматриваемого решения содержит корпус, выполненный в виде параллелепипеда. Верхнее основание корпуса перекрыто платформой, выполненной в виде снабженной тепловыми трубами панели. Две противоположно расположенные боковые стороны корпуса также выполнены в виде снабженных тепловыми трубами панелей. На внутренних сторонах боковых панелей корпуса модуля полезной нагрузки и платформе-панели на верхнем основании корпуса, размещены блоки целевой аппаратуры. Наружные стороны указанных боковых сторон корпуса модуля полезной нагрузки выполнены в виде радиаторов-охладителей. Две другие противоположно расположенные боковые стороны корпуса перекрыты прямоугольными крышками. Кроме того, модуль полезной нагрузки снабжен многоцелевым антенным блоком, содержащем остронаправленные, направленные и малонаправленные антенны, и астроблоком, содержащем оптико-электронные датчики астроориентации. Антенны многоцелевого антенного блока закреплены на ферме, установленной на верхнем основании корпуса модуля полезной нагрузки. Датчики астроориентации установлены на небольшой площади панели, закрепленной на ферме и ориентированной параллельно одной из боковых сторон корпуса модуля полезной нагрузки. В процессе полета верхнее основание модуля полезной нагрузки с многоцелевым антенным блоком наводится на Землю.
Рассмотренное устройство космического аппарата, построенное на базе использования корпусов модулей служебных систем и полезной нагрузки в форме параллелепипедов, решая задачу по уменьшению габаритно-массовых параметров космического аппарата и снабженное развитым антенным блоком, позволяет разработать космические аппараты для обеспечения связи и ретрансляции данных для работы на геостационарной и высокоэллиптических орбитах. Однако использование этого решения для разработки космических аппаратов, решающих задачи по обеспечению ретрансляции и обмену информацией между наземными пунктами в сочетании с решением задач по дистанционному зондированию Земли, например, задач по многоспектральной съемке Земли в интересах метеорологии, сталкивается со значительными трудностями. Это определяется следующим. Во - первых, площадь верхнего основания модуля полезной нагрузки, которая используется в рассмотренном решении для размещения целевой аппаратуры, не обеспечивает размещение на верхнем основании модуля полезной нагрузки как блоков оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования Земли, так и многоцелевого антенного комплекса для обеспечения ретрансляции данных между наземными пунктами и передачи данных с аппаратуры дистанционного зондирования. Во - вторых, рассмотренное решение не обеспечивает высоких требований по поддержанию в условиях космического полета стабильности взаимного положения целевой аппаратуры и датчиков астроориентации, так как датчики астроориентации, обеспечивающие привязку космического аппарата к осям единой системы координат, пространственно разнесены от элементов антенного комплекса, требующих точного наведения на Землю. Кроме того, несущая способность конструкции модуля полезной нагрузки недостаточна для обеспечения размещения на ферме модуля полезной нагрузки блоков дистанционного зондирования Земли значительной массы и антенного комплекса для ретрансляции данных и передачи значительных объемов информации от аппаратуры дистанционного зондирования.
Технической задачей, решаемой полезной моделью является расширение функциональных возможностей космического аппарата за счет разработки конструкции аппарата, обеспечивающей возможность размещения на борту аппарата как оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования Земли, так и антенного комплекса ретрансляции и передачи данных в сочетании с ограниченими на массу конструкции и отклонение положения блоков оптико-электронной аппаратуры относительно положения датчиков астроориентации в условиях космического полета.
Техническая задача решается следующим образом.
Известен космический аппарат, содержащий соединенные друг с другом модуль служебных систем и модуль полезной нагрузки. В известном космическом аппарате модуль служебных систем включает корпус, выполненный в виде прямой призмы, блоки бортовых служебных систем, размещенные внутри его корпуса, и радиатор-охладитель.
В известном решении модуль полезной нагрузки содержит платформу, выполненную в виде снабженной тепловыми трубами панели, на внутренней стороне которой закреплены блоки аппаратуры полезной нагрузки. Кроме того, модуль полезной нагрузки содержит антенны радиокомплекса, датчики астроориентации и радиатор-охладитель.
В заявляемом решении новым является то, что корпус модуля служебных систем выполнен в виде восьмигранной призмы, вдоль ребер которой пропущены продольные стойки, а нижнее основание перекрыто платформой, выполненной в виде снабженными тепловыми трубами панели. Блоки бортовых служебных систем размещены на указанной платформе, а радиатор-охладитель модуля служебных систем закреплен на его корпусе.
В заявляемом решении платформа модуля служебных систем и упомянутая платформа модуля полезной нагрузки выполнены в виде правильных восьмиугольников. В соответствии с заявляемым решением на наружной стороне платформы модуля полезной нагрузки размещены антенны радиокомплекса, включая две остронаправленные антенны.
Кроме того, заявляемое решение отличается тем, что модуль полезной нагрузки дополнительно снабжен блоком прецизионных приборов.
Блок прецизионных приборов заявляемого решения содержит платформу, выполненную в виде снабженной тепловыми трубами панели с площадью, меньшей площади платформы полезной нагрузки. На одной стороне платформы блока прецизионных приборов закреплены блоки оптико-электронной аппаратуры полезной нагрузки, а на другой - датчики астроориентации. Кроме того, блок прецизионных приборов снабжен двумя радиаторами-охладителями.
В заявляемом решении платформа прецизионных приборов установлена с навесом над периферийной частью платформы модуля полезной нагрузки на двух наклонных подпорках и двух группах стержней. Каждая из групп стержней содержит срединную распорку, четыре подкоса и опорный узел. Нижние концы распорки и подкосов каждой группы стержней соединены друг с другом в опорном узле группы.
В соответствии с заявляемым решением модуль полезной нагрузки соединен с модулем служебных систем фермой с треугольной решеткой и промежуточными стойками. Кроме того, ферма снабжена двумя дополнительными раскосами, расположенными внутри фермы, нижние концы которых закреплены в нижних узлах фермы.
Ферма закреплена на продольных стойках модуля служебных систем.
В заявляемом решении места крепления нижних концов наклонных подпорок расположены над местами крепления верхних концов дополнительных раскосов фермы к платформе модуля полезной нагрузки, а места крепления опорных узлов расположены над местами крепления верхних узлов фермы к платформе полезной нагрузки.
В соответствии с заявляемым решением упомянутые платформы модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов выполнены в виде снабженных тепловыми трубами панелей, термически соединенными с радиаторами-охладителями.
Увеличение полезной площади для размещения блоков и агрегатов полезной нагрузки достигается в заявляемой полезной модели выполнением платформы модуля полезной нагрузки в форме правильного восьмиугольника, так как площадь правильного восьмиугольника, вписанного в окружность, примерно на 41 процент превышает площадь правильного четырехугольника, вписанного в окружность того же радиуса. Кроме того, увеличение полезной для размещения блоков и агрегатов полезной нагрузки в заявляемом решении достигается введением в модуль полезной нагрузки блока прецизионных приборов, снабженного своей платформой. Выполнение платформы блока прецизионных приборов с площадью, меньшей площади платформы модуля полезной нагрузки, и размещение платформы блока прецизионных приборов с навесом над периферийной частью платформы модуля полезной нагрузки позволяет разместить на наружной стороне платформы модуля полезной нагрузки вне зоны «затенения» платформы прецизионных приборов антенн радиокомплекса полезной нагрузки и на наружной стороне платформы прецизионных приборов блоков оптико-электронной аппаратуры полезной нагрузки.
С другой стороной введения в состав модуля блока прецизионных приборов специальной платформы позволяет скомпоновать прецизионные приборы модуля полезной нагрузки на одном конструктивном элементе, разместив на одной стороне платформы модуля прецизионных приборов блоки оптико-электронной аппаратуры полезной нагрузки, а на другой - датчики астроориентации, что минимизирует влияние тепловых деформаций конструкции в ходе космического полета на точность взаимной привязки блоков оптико-электронной аппаратуры и датчиков астроориентации.
Приемы, предложенные в полезной модели, позволяют не только расширить функциональные возможности космического аппарата, но и выполнить массовые ограничения на космический аппарат.
Крепление платформы прецизионных приборов на двух наклонных подпорках и двух группах стержней, каждая из которых содержит срединную распорку, четыре подкоса и опорный узел, позволяет воспринять на двенадцать точек распределенную по платформе блока прецизионных приборов инерционную нагрузку от блоков оптико-электронной аппаратуры и датчиков астроориентации. Крепление нижних концов наклонных распорок и опорных узлов, соединяющих нижние концы срединных распорок и подкосов, на платформе модуля полезной нагрузки позволяет при этом с наименьшими затратами массы конструкции передать инерционную нагрузку в четырех точках от платформы блока прецизионных приборов к платформе модуля полезной нагрузки.
Соединение модуля полезной нагрузки с модулем служебных систем фермой с треугольной решеткой и промежуточными стойками также оптимально массе конструкции, что объясняется выполнением платформ модуля полезной нагрузки и корпуса модуля служебных систем в виде правильных восьмиугольников и наличием в корпусе продольных стоек. Нагрузка при этом от модуля служебных систем в восьми точках передается на верхние опорные узлы фермы, далее через нижние опорные узлы фермы на восемь продольных стек корпуса и через них на восемь узлов крепления к переходной ферме последней ступени ракеты-носителя.
При этом выполнение фермы с двумя дополнительными раскосами, расположенными внутри фермы, в сочетании с расположением мест крепления нижних концов наклонных подпорок над местами крепления верхних концов дополнительных раскосов фермы к платформе модуля полезной нагрузки и мест крепления опорных узлов над местами крепления верхних узлов фермы к платформе полезной нагрузки позволяет с минимальными затратами массы конструкции передать инерционную нагрузку от блока прецизионных приборов на ферму космического аппарата.
Техническим результатом от использования изложенных приемов является расширение функциональных возможностей космического аппарата за счет разработки конструкции, обеспечивающей возможность размещения на борту как оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования Земли, так антенного комплекса ретрансляции и передачи данных в сочетании с ограничением на массу конструкции. Проектно-конструкторские проработки показывают возможность разработки космического аппарата для работы на геостационарной орбите, оснащенного полезной нагрузкой 400…600 кг с многоканальной оптико-электронной аппаратурой дистанционного зондирования Земли в сочетании с аппаратурой приема информации с наземных пунктов и их ретрансляции. При этом конструктивно-компоновочная схема аппарата обеспечивает возможность ограничить отклонение положения блоков оптико-электронной аппаратуры в условиях космического полета от положения каждого из астродатчиков величиной, меньшей 30 угловых секунд при выполнении ограничения на общую массу космического аппарата на уровне 2000 кг.
Кроме того, в соединении блока прецизионных приборов и платформы модуля полезной нагрузки верхний конец одного из подкосов каждой из групп стержней целесообразно соединить с верхним концом одной из наклонных подпорок, что придает соединению дополнительную жесткость и дополнительно уменьшает массу конструкции.
Помимо прочего, в соединении блока прецизионных приборов и платформы модуля полезной нагрузки конец одного из подкосов одной группы стержней может быть соединен с верхним концом одного из подкосов другой группы стержней, что также придает соединению дополнительную жесткость в боковом направлении и дополнительно уменьшает массу конструкции.
В заявляемой полезной модели радиаторы-охладители наиболее предпочтительно выполнить в виде снабженных тепловыми трубами панелей.
Наиболее предпочтительно радиатор-охладитель модуля служебных систем закрепить на корпусе, радиаторы-охладители модуля полезной нагрузки закрепить на ферме, а радиаторы-охладители блока прецизионных приборов закрепить на платформе блока прецизионных приборов, что снижает массу конструкции космического аппарата.
Заявляемая группа полезных моделей иллюстрируется следующими материалами:
фиг. 1 - общий вид космического аппарата в аксонометрии,
фиг. 2 - космический аппарат, вид сверху,
фиг. 3 - космический аппарат, вид сбоку (вид А с фиг. 2),
фиг. 4 - модуль служебных систем, вид сверху (разрез Г-Г с фиг. 3),
фиг. 5 - космический аппарат, вид сбоку (вид Б с фиг. 2, панель солнечной батареи, блоки аппаратуры полезной нагрузки на платформе модуля полезной нагрузки условно не показаны),
фиг. 6 - схема корпуса модуля служебных систем в аксонометрии (панель солнечной батареи и агрегаты, установленные на боковых панелях корпуса и на платформе модуля служебных систем условно не показаны),
фиг. 7 - модуль полезной нагрузки и ферма, вид снизу (разрез В-В с фиг. 5, блоки оптико-электронной аппаратуры, радиаторы-излучатели блока прецизионных систем, остронаправленные антенны условно не показаны),
фиг. 8 - блок прецизионных приборов в аксонометрии, вид снизу,
фиг. 9 - блок прецизионных приборов в аксонометрии, вид сверху,
фиг. 10 - схема силового каркаса модуля полезной нагрузки и фермы в аксонометрии, вид снизу
фиг. 11 - схема силового каркаса элементов крепления блока прецизионных приборов к платформе модуля полезной нагрузки в аксонометрии,
фиг. 12 - продольный разрез модуля полезной нагрузки и фермы (разрез Д-Д с фиг. 7, агрегаты и блоки аппаратуры модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов условно не показаны),
фиг. 13 - продольный разрез модуля полезной нагрузки и фермы (разрез Е-Е с фиг. 7, агрегаты и блоки аппаратуры модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов условно не показаны).
Заявляемый космический аппарат устроен следующим образом.
Без ограничения общности при последующем изложении условимся термины «выше», «ниже», «верхний конец», «верхний конец» трактовать в соответствии с положительным направлением оси X на фиг. 1.
В соответствии с заявленным решением космический аппарат содержит соединенные друг с другом модуль служебных систем 1 и модуль полезной нагрузки 2 (см. фиг. 1, 5).
Модуль служебных систем 1 включает корпус (см. фиг. 6), выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки 3. Концы продольных стоек 3 соединены поперечными силовыми элементами 33, которые наиболее предпочтительно выполнить из профиля в форме уголка. Нижнее основание корпуса перекрыто восьмиугольной платформой 4 (см. фиг. 4), выполненной в виде панели, снабженной тепловыми трубами. Внутри корпуса на указанной платформе 4 размещены блоки служебных систем 17: бортового комплекса управления, командно-измерительной и телеметрической систем и других систем, необходимых для обеспечения работы космического аппарата. Пролеты между продольными стойками 3 корпуса модуля служебных систем перекрыты боковыми панелями, на которых закреплена панель 5 солнечной батареи с приводом, аккумуляторная батарея 6, три сферических топливных бака 7, блоки двигателей ориентации и стабилизации 8. Кроме указанных элементов, перед одной из боковых панелей корпуса размещен радиатор-охладитель 9, выполненный в виде двух снабженных тепловыми трубами удлиненных панелей и закрепленный на корпусе стержнями 37.
Модуль полезной нагрузки 2 (см. фиг. 1-3, 5, 7) содержит платформу 10, выполненную в виде снабженной тепловыми трубами панели в форме правильного восьмиугольника. На внутренней стороне платформы 10 закреплены блоки 34 бортовой аппаратуры полезной нагрузки, включающие блоки системы сбора данных и блоки радиокомплекса, а на наружной стороне - антенны радиокомплекса, включая несколько приемных и передающих направленных антенн 11 и две остронаправленные антенны 12 с приводами 36.
Кроме указанных элементов модуль полезной нагрузки 2 содержит четыре радиатора-охладителя 13-16 и блок прецизионных приборов.
Блок прецизионных приборов (см. фиг. 8, 9) содержит платформу 18, выполненную в виде снабженной тепловыми трубами панели. Площадь платформы блока прецизионных приборов выбрана меньшей площади платформы 10 модуля полезной нагрузки. Платформа 18 блока прецизионных приборов может быть выполнена, например, как показано на фиг. 2, 8, 10, в форме близкой к форме трапеции. В соответствии с заявляемым решением платформа 18 блока прецизионных приборов установлена с навесом над периферийной частью платформы 10 модуля полезной нагрузки: торец платформы 18 блока прецизионных приборов отнесен от продольной оси 38 космического аппарата на расстояние, превышающее удаление торца платформы 10 модуля полезной нагрузки от продольной оси космического аппарата на величину а, как показано, например, на фиг. 13.
На платформе 18 блока прецизионных приборов установлены блоки и датчики, к точности взаимного положения которых предъявляются повышенные требования. На наружной стороне платформы 18 блока прецизионных приборов, обращенной в ходе полета в сторону Земли, закреплены блоки 19 оптико-электронной аппаратуры, а на внутренней -датчики астроориентации 21. Кроме того, на платформе блока прецизионных приборов может быть установлен гироскопический измеритель вектора угловой скорости 22. Размещение блоков оптико-электронной аппаратуры 19 и датчиков астроориентации 21 на одной платформе обеспечивает возможность ограничить отклонение положения блоков оптико-электронной аппаратуры в условиях космического полета от положения каждого из астродатчиков величиной, меньшей 30 угловых секунд.
Кроме указанных элементов на платформе блока прецизионных приборов в дополнении к направленным антеннам И, установленным на платформе модуля полезной нагрузки, может быть установлена дополнительная направленная антенна 32.
Платформа 18 прецизионных приборов установлена над платформой 10 модуля полезной нагрузки на двух наклонных подпорках 23 и двух группах стержней 24-26. Каждая из групп стержней содержит срединную распорку 24 и четыре подкоса 25, нижние концы распорки и подкосов каждой группы стержней соединены друг с другом в опорном узле 26 группы (см. фиг. 11). Верхние концы подпорок, распорок и подкосов соединены с платформой блока прецизионных приборов, а нижние концы подпорок и опорные узлы - с платформой модуля полезной нагрузки (см. фиг. 10-13).
Модуль полезной нагрузки соединен с модулем служебных систем фермой (см. фиг. 10, 12, 13), образованной треугольной решеткой с наклонными раскосами 27: раскосы 27 попеременно меняют направление в опорных узлах 29, 30 фермы. Кроме того, ферма снабжена промежуточными стойками 28. Концы раскосов 27 и промежуточных стоек 28 фермы соединены друг с другом в нижних 29 и верхних 30 узлах фермы. В наиболее предпочтительном выполнении космического аппарата ферма может быть выполнена конусной (см. фиг. 5, 12, 13) с углом наклона промежуточных стоек 28 к продольной оси 38 космического аппарата в пределах от 7 до 12 градусов. Кроме того, в заявляемом решении ферма снабжена двумя дополнительными раскосами 31, расположенными внутри фермы под острым углом к раскосам 27 и стойкам 28 фермы. Нижние концы дополнительных раскосов 31 закреплены в нижних узлах 29 фермы (см. фиг. 10, 12).
Ферма закреплена на продольных стойках 3 модуля служебных систем, при этом нижние узлы 29 фермы соединены с верхними концами продольных стоек 3 модуля служебных систем (см. фиг. 5).
Места крепления нижних концов наклонных подпорок 23 к платформе 10 модуля полезной нагрузки расположены над местами крепления верхних концов дополнительных раскосов 31 фермы к платформе 10 модуля полезной нагрузки (см. фиг. 12, 13). Места крепления опорных узлов 26 групп стержней расположены над местами крепления верхних узлов 30 фермы к платформе полезной нагрузки 10 (см. фиг. 13).
Наиболее предпочтительно верхний конец одного из подкосов 25 каждой из групп стержней соединить с верхним концом одной из наклонных подпорок 23, также верхний конец одного из подкосов 25 одной группы стержней целесообразно соединить с верхним концом одного из подкосов 25 другой группы стержней, как показано на фиг. 11.
Кроме указанных элементов блок прецизионных приборов снабжен двумя радиаторами-охладителями 35, выполненными в виде двух прямоугольных панелей, которые закреплены на кронштейнах и стержнях на платформе блока прецизионных приборов (см. фиг. 3, 9).
Платформы 4, 10, 18 модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов выполнены в виде снабженных тепловыми трубами панелей. Панели платформ термически соединены с радиаторами-охладителями. Термическая связь панелей платформ модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов с радиаторами-охладителями может быть выполнена с использованием тепловых труб (см, например, технические решения по патенту РФ 2092398 или патенту США 5839696).
Радиаторы-охладители 9, 13-16, 35 модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов соответственно выполнены в виде снабженных тепловыми трубами панелей.
Радиатор-охладитель 9 модуля служебных систем может быть сформирован из двух панелей и закреплен на корпусе модуля с использованием стержней 37 (см. фиг. 4).
В наиболее предпочтительном выполнении космического аппарата панели радиаторов-охладителей 13-16 модуля полезной нагрузки наиболее целесообразно установить на внешней стороне фермы, закрепив их с использованием стержней на раскосах 27 и промежуточных стойках 28 фермы (см. фиг. 1, 3, 5).
Панели радиаторов-охладителей 35 блока прецизионных приборов целесообразно установить на платформе 18 блока прецизионных приборов перпендикулярно платформе, закрепив их на стержнях и кронштейнах (см. фиг. 5).
Проектно-конструкторские проработки показывают возможность создания космического аппарата массой до 2000 кг для работы на геостационарной орбите, обеспечивающего размещения на его борту полезной нагрузки массой до 400…600 кг, включая оптико-электронную аппаратуру дистанционного зондирования Земли для решения задач в области метеорологии в сочетании с обеспечением приема данных от наземных пунктов и ретрансляции их на Землю. При этом конструкция космического аппарата дает возможность ограничить отклонение положения блоков оптико-электронной аппаратуры в условиях космического полета от положения каждого из астродатчиков величиной, меньшей 30 угловых секунд.
При изготовлении космического аппарата основные его элементы - продольные стойки и другие элементы корпуса; раскосы, промежуточные стойки и дополнительные раскосы фермы; подпорки и стержни узла крепления блока прецизионных приборов; стержни и кронштейны крепления радиаторов-охладителей к корпусу, к ферме и к платформе блока прецизионных приборов, выполняются из алюминиевых сплавов с использованием известных методов механического производства. Панели платформ корпуса, модуля служебных систем, блока прецизионных приборов и радиаторов-охладителей могут быть выполнены из листов сплава на основе алюминия, используемых для наружных обшивок, между которыми помещены соты из алюминиевой фольги. Между листами обшивки в сотах монтируются тепловые трубы.
Сборку указанных элементов проводят с использованием сварки и разъемных соединений. После установки на космический аппарат блоков аппаратуры служебных систем, полезной нагрузки, оптико-электронной аппаратуры, датчиков астроориентации и дооснащения космического аппарата панелью солнечной батареи, направленными и остронаправленными антеннами, приводом и другими элементами проводят монтаж бортовой сети и гидравлических и пневматических элементов.
При выведении космического аппарата на ОИСЗ силовая конструкция космического аппарата воспринимает инерционные нагрузки: продольная и изгибающая нагрузка от блоков оптико-электронной аппаратуры и астродатчиков через платформу блока прецизионных приборов передается на наклонные распорки и группы стержней. Инерционная нагрузка от модуля полезной нагрузки через наклонные раскосы решетки, промежуточные стойки фермы и дополнительные раскосы передается на продольные стойки корпуса и далее на переходную ферму последней ступени ракеты-носителя.
В ходе полета с использованием датчиков астроориентации определяется положение космического аппарата относительно единой системы координат и космический аппарат с блоками оптико-электронной аппаратуры наводится на Землю.
Избыточное тепло, выделяемое блоками бортовой служебной нагрузки, блоками аппаратуры полезной нагрузки и оптико-электронной аппаратуры полезной нагрузки отводится в космическое пространство через радиаторы-охладители, при этом размещение прецизионных блоков полезной нагрузки на специальной платформе минимизирует уходы осей блоков оптико-электронной аппаратуры полезной нагрузки относительно единой системы координат из-за тепловых деформаций платформы прецизионных приборов.
Предложенный модуль служебных систем может быть изготовлен на предприятиях ракетно-космической промышленности.