МОДУЛЬ СЛУЖЕБНЫХ СИСТЕМ
SERVICE SYSTEM MODULE

Заявляемое изобретение относится к космической технике, а именно к устройству модулей служебных систем, входящих в состав космических аппаратов, рассчитанных, преимущественно, для функционирования на геосинхронных орбитах и предназначенных для проведения астрофизических исследований.
При проектировании модулей служебных систем таких космических аппаратов решение традиционных для проектирования технических задач по снижению массы конструкции и габаритов, в первую очередь продольного габаритного размера модуля, дополняется необходимостью решения задач по размещению на борту модуля значительной по массе и энергопотреблению бортовой служебной аппаратуры и обеспечению необходимых условий для ее работы, по размещению на борту значительного по массе запаса топлива и по обеспечению длительных по времени режимов непрерывного наблюдения астрофизических источников излучения.
Технические решения, известные из патентов РФ №2089466, 2116228, 2144889, 2156211, 2164881, используют в конструкции космических аппаратов герметичные приборные отсеки с системами терморегулирования, использующими газовые или газожидкостные контуры циркуляции теплоносителя между приборным отсеком и радиаторами-охладителями. Так, из патента РФ №2116228 (МПК B64G 1/58, опубл. 27.07.1998) известен космический аппарат, предназначенный для работы на геостационарной и высокоэллиптических орбитах. Модуль служебных систем этого космического аппарата включает герметичный корпус цилиндрической формы, поворотные панели солнечных батарей, теплоизолирующий экран, выполненный в виде установленного соосно корпусу цилиндрического стакана, цилиндрический радиатор-охладитель. Внутрь теплоизолирующего экрана помещен корпус модуля служебных систем. Внутри корпуса установлена аппаратура, требующая для своей работы поддержания температуры на уровне 0…40 градусов Цельсия. Один торец корпуса соединен с дном стакана с обеспечением возможности поворота экрана относительно корпуса. На другом торце корпуса может быть установлена полезная нагрузка, например радиоэлектронная ретрансляционная аппаратура и аппаратура дистанционного зондирования Земли из космоса.
Недостатком, как рассмотренного технического решения космического аппарата, так и упомянутых технических решений, является большая масса модуля служебных систем из-за использования герметичного корпуса и системы терморегулирования большой массы. Поперечный габаритный размер модуля служебных систем сопоставим с продольным габаритным размером модуля, что заметно уменьшает полезный объем головного обтекателя для размещения полезной нагрузки.
Из уровня техники известен ряд технических решений устройства космического аппарата, которые включают модуль служебных систем с негерметичным выполнением корпуса и терморегулированием блоков служебной аппаратуры с использованием пассивных средств теплообмена.
Технические решения модуля служебных систем, известные из патентов изобретения РФ №2247683, 2092398, 2376212, патентов США №5755406, 4009851, 6102339, 8096512, включают корпус, выполненный в виде параллелограмма.
Техническое решение космического аппарата блочно-модульного исполнения по патенту РФ №2092398 (МПК B64G 1/10, опубл. 10.10.1997) содержит модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем. Корпус модуля служебных систем в этом решении выполнен в виде прямоугольного параллелепипеда и образован комбинацией U-образного и H-образного отсеков. Блоки бортовой служебной аппаратуры модуля расположены на внутренних сторонах боковых стенок U-образного отсека и на двух сторонах перемычки H-образного отсека. Боковые стенки U-образного отсека и H-образного отсеков совмещены торцами друг с другом с образованием боковых сторон корпуса модуля служебных систем в форме прямоугольного параллелепипеда. Нижнее основание корпуса модуля служебных систем перекрыто при этом перемычкой U-образного отсека, верхнее основание перекрыто прямоугольной панелью крупногабаритного двигательного блока с четырьмя блоками двигателей коррекции и топливными баками. Кроме указанных элементов модуль служебных систем этого решения содержит закрепленные на приводе панели солнечных батарей. Панели солнечных батарей установлены на корпусе с возможностью их поворота относительно корпуса и с возможностью складывания около корпуса при размещении модуля с полезной нагрузкой под головным обтекателем ракеты-носителя.
К недостаткам рассмотренного технического решения модуля служебных систем можно отнести проблематичность размещения на борту модуля значительных запасов топлива, так как емкости с топливом в этом решении расположены на верхнем основании корпуса модуля служебных систем. Увеличение запасов топлива ведет при этом к увеличению продольного габаритного размера модуля и увеличению его массы.
Техническое решение космического аппарата, известное из патента США 5755406 (НКИ 244/158R, НКИ B64G 1/66, опубл. 26.05.1998), включает модуль служебных систем, корпус которого выполнен в форме прямоугольного параллелепипеда, во внутреннем объеме корпуса вдоль продольной оси модуля расположены четыре цилиндрических бака с топливом. Топливные баки закреплены на боковых панелях корпуса и на силовых перегородках, размещенных вдоль диагоналей модуля и соединенных с продольными стойками, пропущенными вдоль ребер корпуса. Сверху и снизу корпус модуля служебных систем перекрыт панелями основания. Перед двумя противоположно расположенными боковыми панелями корпуса закреплены панели радиаторов-охладителей. Между панелями радиаторов-охладителей и боковыми панелями корпуса размещены блоки бортовой служебной аппаратуры. Кроме этого, модуль служебных систем снабжен поворотными панелями солнечных батарей и четырьмя блоками двигателей ориентации и стабилизации. Недостатком этого технического решения модуля служебных систем является его большая масса, что определяется наличием в конструкции модуля диагональных силовых перегородок, двойных панелей по бокам корпуса и верхней панели основания корпуса.
В техническом решении модуля служебных систем по патенту США №4009851 (НКИ 244/158, МПК B64G /10, опубл. 1.03.1977) модуль служебных систем, выполненный в форме прямоугольного параллелепипеда, снабжен внутренним продольным силовым элементом, выполненным в виде подкрепленного продольным силовым набором цилиндра и расположенным вдоль продольной оси модуля. Внутри цилиндрического объема продольного силового элемента расположен корпус ракетного двигателя твердого топлива, который необходим для выведения космического аппарата на геостационарную орбиту. Снаружи внутреннего продольного силового элемента расположены ферменные конструкции, на которых закреплены сферические топливные баки. Внутренний продольный силовой элемент закреплен на верхнем и нижнем основаниях корпуса. На двух противоположных гранях корпуса размещены блоки служебной аппаратуры модуля. Заметная масса внутреннего продольного силового элемента с ферменными конструкциями определяет большую массу и большой продольный габаритный размер модуля служебных систем.
Наиболее близким аналогом заявляемого технического решения модуля служебных систем является техническое решение модульной космической платформы, известной из патента США №6206327 (МПК B64G 1/00, НКИ США 244/158R, опубл. 27.03.2001).
Модуль служебных систем этого технического решения содержит корпус, размещенные внутри корпуса блоки бортовой служебной аппаратуры, двигательную установку с блоками двигателей ориентации и стабилизации и топливным баком, антенну радиосвязи, средства крепления модуля со смежными блоками космической головной части.
Корпус модуля служебных систем в соответствии с этим решением выполнен в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки, концы которых соединены поперечными силовыми элементами. Верхние концы продольных стоек снабжены средствами соединения модуля с полезной нагрузкой. Пролеты между смежными стойками перекрыты боковыми панелями, закрепленными на продольных стойках корпуса и поперечных силовых элементах.
В этом решении, кроме того, модуль служебных систем снабжен внутренним продольным силовым элементом, выполненным в виде цилиндра или призмы и установленным внутри корпуса вдоль продольной оси модуля. Внутренний продольный силовой элемент соединен с продольными стойками корпуса радиальными ребрами, выполненными в виде пластин.
Блоки бортовой служебной аппаратуры в соответствии с рассматриваемым решением размещены на внутренних сторонах боковых панелей корпуса. Так, в наиболее предпочтительном выполнении модуля служебных систем на внутренних сторонах корпуса размещены: блоки системы электропитания, блоки системы обработки данных, маховики системы управления ориентацией, блоки радиосвязи.
Это техническое решение модуля предусматривает использование двух аккумуляторных батарей с корпусами цилиндрической формы, размещенных, как и другие блоки бортовой служебной аппаратуры, на внутренней стороне одной из боковых панелей корпуса.
Внешние поверхности боковых панелей корпуса используются при этом как радиаторы-охладители блоков аппаратуры, установленных на внутренних сторонах боковых панелей корпуса. Кроме того, на одной из внешних панелей корпуса установлена антенна радиосвязи, выполненная в этом решение в виде параболической направленной антенны.
Кроме того, модуль служебных систем этого технического решения содержит монтажное кольцо, закрепленное на нижних концах продольных стоек корпуса, на нижней стороне которого расположены средства крепления модуля служебных систем к переходной ферме последней ступени ракеты-носителя.
Топливный бак двигательной установки этого модуля служебных систем расположен вдоль продольной оси модуля внутри внутреннего продольного силового элемента и закреплен через переходник на монтажном кольце. На монтажном кольце расположены и четыре блока двигателей ориентации и стабилизации модуля.
Недостатком рассмотренного решения модуля служебных систем является значительная его масса, что определяется наличием силового внутреннего продольного силового элемента, радиальных ребер и монтажного элемента. Размещение блоков бортовой служебной аппаратуры на периферии модуля служебных систем также увеличивает длину бортовой кабельной сети для соединения блоков бортовой служебной аппаратуры друг с другом, что также повышает массу модуля. Кроме того, использование этого решения в модуле служебных систем со значительными запасами топлива ведет к увеличению продольного габаритного размера модуля из-за необходимости размещения вдоль продольной оси дополнительных баков. Кроме того, площади боковых стенок корпуса, используемых в рассматриваемом решении в качестве радиаторов-охладителей, и их расположение не обеспечивают поддержание необходимого температурного режима блоков служебной аппаратуры в режимах длительной по времени ориентации модуля служебных систем с полезной нагрузкой на объект наблюдения. Кроме того, рассматриваемое техническое решение модуля не предусматривает средств защиты блоков бортовой служебной аппаратуры модуля от ударных нагрузок, возникающих при отделении модуля служебных систем с полезной нагрузкой от последней ступени ракеты-носителя.
Технической задачей, решаемой заявляемым изобретением, является снижение массы конструкции модуля служебных систем в сочетании с обеспечением возможности размещения на его борту 300…400 кг топлива и выполнением его с высотой, меньшей 0,8 м.
Известный модуль служебных систем содержит корпус, внутри которого размещены блоки бортовой служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею, антенну радиосвязи, двигательную установку. Двигательная установка известного решения включает четыре блока двигателей ориентации и стабилизации. Корпус модуля служебных систем известного решения выполнен в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки. Концы продольных стоек соединены поперечными силовыми элементами. Пролеты между продольными стойками перекрыты боковыми панелями, закрепленными на продольных стойках и поперечных силовых элементах. Верхние концы продольных стоек выполнены с обеспечением возможности крепления с полезной нагрузкой, а нижние - с последней ступенью ракеты-носителя.
В заявляемом модуле служебных систем новым является то, что продольные стойки выполнены с профилем в виде таврошвеллера с отогнутыми периферийными частями стенок и снабжены поперечными перемычками, причем боковые панели корпуса заявляемого решения закреплены на периферийных частях стенок продольных стоек. Нижнее основание корпуса перекрыто панелью основания, снабженной тепловыми трубами и закрепленной на фитингах, установленных в нижних частях продольных стоек. Блоки бортовой служебной аппаратуры модуля размещены на указанной панели основания корпуса.
Кроме того, в заявляемом решении модуль служебных систем снабжен двумя пилонами, выполненными в виде усеченных пирамид, радиаторами-охладителями, выполненными в виде панелей, и двумя снабженными приводами панелями солнечных батарей. Двигательная установка заявляемого модуля снабжена двумя сферическими топливными баками и шаром-баллоном со сжатым газом. Аккумуляторная батарея выполнена в форме моноблока.
В соответствии с заявляемым решением на первой паре противоположно расположенных боковых панелей корпуса установлены топливные баки, перед второй парой закреплены аккумуляторная батарея и антенна радиосвязи, на третьей паре своими большими основаниями закреплены пилоны, внутри одного из которых размещен шар-баллон со сжатым газом, а на четвертой паре противоположно расположенных панелей закреплены привода панелей солнечных батарей.
При этом топливные баки, шар-баллон со сжатым газом и привода панелей солнечных батарей в заявляемом решении размещены с частичным заглублением внутрь корпуса. Упомянутые блоки двигателей ориентации и стабилизации размещены на топливных баках и на меньшем основании упомянутых пилонов. Упомянутые антенна радиосвязи и радиаторы-охладители расположены на удалении от боковых панелей и закреплены на стержнях, соединенных с корпусом модуля служебных систем.
Предложенная совокупность признаков заявляемого модуля, предусматривающего размещение блоков служебной аппаратуры на панели основания корпуса и выполнение радиаторов-охладителей в виде отдельных панелей, закрепленных на корпусе стержнями на удалении от его боковых панелей, позволяет уменьшить массу модуля служебных систем.
В частности, верхние и нижние узлы каркаса корпуса, сформированные соответственно верхними и нижними поперечными силовыми элементами и концами продольных стоек, и поперечные перемычки продольных стоек дают возможность создания в конструкции системы разнесенных в продольном и поперечном направлениях опорных элементов, удобных для восприятия силовым каркасом сосредоточенных нагрузок от агрегатов, расположенных вне корпуса модуля.
Крепление снабженной тепловыми трубами панели основания корпуса на фитингах, установленных в нижних частях продольных стоек, позволяет с минимальными затратами массы конструкции закрепить панель основания корпуса на силовом каркасе модуля. Размещение блоков бортовой служебной аппаратуры на панели основания в центре модуля при этом уменьшает массу бортовой кабельной сети модуля, дополнительно сокращая при этом время сборки и электрических испытаний комплекса бортовых систем.
Крепление боковых панелей корпуса на периферийных частях стоек и верхних и нижних поперечных силовых элементах позволяет с минимальными затратами массы конструкции воспринять распределенные нагрузки от агрегатов, закрепленных на боковых панелях корпуса: аккумуляторной батареи, шара-баллона со сжатым газом, приводов панелей солнечных батарей.
Крепление на первой паре противоположно расположенных боковых панелей корпуса топливных баков, а на третьей паре пилонов позволяет не только обеспечить крепление этих элементов на корпусе с минимальными затратами массы конструкции, но и дополнительно повысить несущую способность корпуса за счет включения в восприятие нагрузок пилонов и топливных баков как силовых элементов корпуса.
Размещение топливных баков, шара-баллона и приводов панелей солнечных батарей с частичным заглублением их внутрь корпуса позволяет уменьшить поперечный размер модуля служебных систем до 3,65…3,75 м, обеспечивая возможность использования при запуске космических аппаратов разработанных головных обтекателей с внешним диаметром 4,1 м.
Приемлемое сочетание ограничения на высоту модуля и возможности размещения на борту модуля 300…400 кг топлива достигается при этом за счет использования в двигательной установке двух сферических топливных баков и креплением их на первой паре противоположно расположенных боковых панелей корпуса, что позволяет уменьшить диаметр каждого из баков и, как следствие, уменьшить высоту корпуса модуля служебных систем, обеспечив выполнение модуля с высотой, меньшей 800 мм.
Кроме того, расположение топливных баков на противоположно расположенных панелях позволяет обеспечить стабильное относительно продольной оси модуля положение центра масс при выработке топлива из баков, что уменьшает затраты топлива на стабилизацию и ориентацию в пространстве.
Расположение блоков двигателей ориентации и стабилизации на топливных баках и верхнем основании пилона на значительном удалении от центра масс космического аппарата и от продольной оси модуля, увеличивая управляющие моменты от двигателей, позволяет дополнительно снизить массу модуля за счет уменьшения расхода топлива.
Техническим результатом, достигаемым заявляемым изобретением, является снижение массы конструкции модуля на 5…7 процентов в сочетании с возможностью размещения на его борту 200…300 кг топлива и выполнения модуля с высотой, меньшей 800 мм.
Кроме того, выполнение, по крайней мере, одной боковой панели корпуса с продольными и, по крайней мере, одним поперечным ребром, повышая несущую способность боковой панели по восприятию инерционных нагрузок, обеспечивает возможность крепления на устроенных таким образом боковых панелях массивных агрегатов модуля, например, снабженных приводами панелей солнечных батарей. Выполнение, по крайней мере, одной из боковых панелей корпуса с продольными зигами, повышая несущую способность боковой панели корпуса, дает возможность закрепить на такой боковой панели корпуса менее массивного агрегата модуля, например моноблока аккумуляторной батареи.
При использовании модуля служебных систем в космических аппаратах панель солнечной батареи наиболее предпочтительно выполнить с возможностью раскладывания. При этом модуль служебных систем дополнительно может быть снабжен плоскими опорами, выполненными с возможностью крепления панелей солнечных батарей к корпусу в сложенном положении. Каждая из опор при этом может быть закреплена на ферме, составленной из трех раскосов, два из которых закреплены вблизи верхних концов продольных стоек корпуса, а третий - на поперечной перемычке одной из продольных стоек корпуса. Такое решение позволяет разместить в транспортном положении под головным обтекателем у корпуса модуля служебных систем две панели солнечных батарей площадью до 10 кв. м каждая. Два первых стержня каждой из указанных ферм при этом могут быть закреплены вблизи верхних концов продольных стоек корпуса, а третий - на поперечной перемычке одной из продольных стоек корпуса, что позволяет оптимальным образом передать на силовой каркас корпуса инерционные нагрузки от солнечной батареи и за счет этого дополнительно снизить массу конструкции модуля.
Антенна радиосвязи в соответствии с заявляемым решением может быть выполнена в виде конического рупора и снабжена приводом, закрепленным на трех стержнях, один из которых соединен с корпусом модуля вблизи нижнего конца одной из продольных стоек, а два других - вблизи верхних концов продольных стоек. При этом, кроме того, рупор антенны в транспортном положении целесообразно дополнительно зафиксировать на корпусе двумя стержнями, соединенными с продольными стойками корпуса вблизи их верхних концов. Такое решение узла крепления антенны радиосвязи обеспечивает размещение антенны в ограниченных объемах головного обтекателя в сочетании с уменьшением массы конструкции.
Помимо прочего, один из радиаторов-охладителей модуля служебных систем может быть выполнен в виде удлиненной в поперечном направлении формы с поперечным размером, превышающим ширину боковой панели корпуса в 5…6 раз, установлен перед аккумуляторной батареей и закреплен на трех продольных планках. Верхние концы продольных планок могут быть стержнями закреплены вблизи верхних концов продольных стоек корпуса, а нижние концы двух из них стержнями могут быть закреплены на перемычках продольных стоек корпуса.
Кроме того, по крайней мере, один из радиаторов-охладителей модуля служебных систем может быть выполнен в виде удлиненной в продольном направлении формы и закреплен между боковой панелью корпуса и панелью солнечной батареи на четырех опорных площадках, соединенных стержнями с корпусом. При этом в соответствии с заявляемым решением стержни крепления опорной площадки радиатора-охладителя могут быть соединены с различными элементами корпуса модуля, разнесенными в пространстве по высоте и положению в поперечных плоскостях: с верхним концом продольной стойки корпуса; с перемычкой продольной стойки корпуса; с верхним поперечным силовым элементом; с раскосом фермы крепления панели солнечной батареи в сложенном положении к корпусу.
Сочетание расположения одного из радиаторов-охладителей модуля служебных систем в виде удлиненной в поперечном направлении формы перед аккумуляторной батареей и, по крайней мере, одного из радиаторов-охладителей в виде удлиненной в продольном направлении формы между боковой панелью корпуса и панелью солнечной батареи дает возможность разместить на модуле радиаторы-охладители значительной площади, что при ориентации боковой панели корпуса с антенной радиосвязи в сторону Солнца обеспечивает проведение длительных по времени режимов ориентации полезной нагрузки на объект наблюдения.
Кроме того, модуль служебных систем может быть снабжен теплоизолирующей шторкой, выполненной из мата экранно-вукуумной теплоизоляции и установленной под панелью основания корпуса. При этом теплоизолирующая шторка закреплена на каркасе, закрепленном на нижних поперечных силовых элементах корпуса вблизи их середин и выполненном с обеспечением возможности отворота теплоизолирующей шторки в полете на угол 20…40 градусов относительно панели основания корпуса. Теплоизолирующая шторка, экранируя панель основания корпуса от засветок ее Солнцем, уменьшает тепловые нагрузки на радиаторы-охладители и тем самым уменьшает площадь радиаторов-охладителей.
В заявляемом решении панель основания корпуса наиболее предпочтительно установить с зазором относительно боковых панелей корпуса, а между фитингами продольных стоек и панелью основания поместить амортизаторы, что, значительно снижая ударные нагрузки на блоки бортовой служебной аппаратуры от устройств разделения модуля от последней ступени ракеты-носителя, качественно улучшает условия для ее функционирования.
Заявляемое изобретение иллюстрируется следующими материалами:
фиг. 1 - общий вид модуля служебных систем в аксонометрии,
фиг. 2 - модуль служебных систем, вид в плане (вид А с фиг. 1),
фиг. 3 - модуль служебных систем, вид снизу (вид Б с фиг. 1),
фиг. 4 - корпус модуля служебных систем в аксонометрии (панели солнечных батарей и радиаторы-охладители условно не показаны),
фиг. 5 - модуль служебных систем, вид сбоку (панели солнечных батарей условно не показаны, вид Ж с фиг. 2),
фиг. 6 - модуль служебных систем, вид сбоку (панели солнечных батарей условно не показаны, вид Ε с фиг. 2),
фиг. 7 - модуль служебных систем, вид сбоку (панели солнечных батарей условно не показаны, вид Д с фиг. 2),
фиг. 8 - модуль служебных систем, вид сбоку (панели солнечных батарей и панель радиатора-охладителя условно не показаны, вид Д с фиг. 2),
фиг. 9 - узел крепления антенны радиосвязи с приводом к корпусу модуля и пилон в аксонометрии (панели радиаторов-охладителей условно не показаны),
фиг. 10 - узлы крепления радиаторов-охладителей и элементы узла крепления панелей солнечных батарей в сложенном положении к корпусу в аксонометрии,
фиг. 11 - увеличенный вид на узлы крепления радиатора-охладителя и панели солнечной батареи в сложенном виде к корпусу в аксонометрии (вид Y с фиг. 10),
фиг. 12 - узел крепления панели основания корпуса к продольной стойке в аксонометрии,
фиг. 13 - узел крепления топливного бака к корпусу в аксонометрии,
фиг. 14 - силовой каркас корпуса модуля служебных систем в аксонометрии,
фиг. 15 - поперечное сечение продольной стойки корпуса (сечение В-В с фиг. 14),
фиг. 16 - продольное сечение стойки корпуса (сечение Г-Г с фиг. 14),
фиг. 17 - модуль служебных систем, вид на нижнее основание модуля в аксонометрии (теплоизолирующая шторка отвернута от панели основания корпуса, радиаторы-охладители условно не показаны),
фиг. 18 - модуль служебных систем, панель солнечной батареи сложена (фрагмент вида Д с фиг. 2, панели радиаторов-охладителей условно не показаны).
Без ограничения общности при последующем изложении условимся термины «выше», «ниже», «сверху», «снизу», «верхний конец», «нижний конец», «верхняя сторона», «нижняя сторона» трактовать в соответствии с расположением элементов относительно положительного направления продольной оси 40 модуля (ось X, фиг. 5). Терминами «внешний», «наружный», «внутренний» условимся обозначать элементы, расположенные в поперечной плоскости, дальше или ближе от продольной оси в радиальном направлении.
Приводимый в этом разделе пример осуществления изобретения касается выполнения модуля с полезной нагрузкой, ориентированной для решения задачи астрофизических исследований с геосинхронной орбиты высотой примерно 36000 км и наклонением 51,4 градуса, ориентирован для иллюстрации изобретения и не должен быть истолкован как ограничение.
Заявляемый модуль служебных систем устроен следующим образом.
Модуль служебных систем (см. фиг. 1-3), как и ближайший аналог, содержит корпус, размещенные внутри корпуса блоки 1 бортовой служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею 2, антенну радиосвязи 12, двигательную установку, включающую четыре блока 4 двигателей ориентации и стабилизации, средства крепления модуля с полезной нагрузкой и средства крепления модуля с последней ступенью ракеты-носителя.
В соответствии с заявляемым решением двигательная установка модуля служебных систем включает два сферических топливных бака 3 и шар-баллон 11 со сжатым газом (см. фиг. 1-4). Кроме того, модуль служебных систем в соответствии с заявляемым решением дополнительно содержит два пилона 5, радиаторы-охладители 6, 9 и установленные на приводах 7 с возможностью поворота две панели 8 солнечных батарей. Антенна радиосвязи 12 снабжена приводом 14.
Корпус (см. фиг. 4, 14) модуля служебных систем составлен из продольных стоек 16 и поперечных силовых элементов: верхних поперечных силовых элементов 17, составляющих верхний пояс силового каркаса корпуса, и нижних - 18, составляющих нижний пояс силового каркаса корпуса. Пространственно корпус модуля служебных систем выполнен в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки 16, а вдоль сторон оснований которой пропущены верхние 17 и нижние 18 поперечные силовые элементы.
В соответствии с заявляемым решением продольные стойки 16 корпуса выполнены с профилем в виде таврошвеллера (см. фиг. 15): профиль продольных стоек составлен из стенки, содержащей центральную 37 и периферийные 38 части, и пояса 39. Периферийные 38 части стенки профиля каждой из продольных стоек расположены под тупым углом к центральной части стенки профиля. Кроме того, каждая из продольных стоек 16 корпуса снабжена поперечной перемычкой 19 (см. фиг. 14), соединенной с поясами профиля стойки и вдоль вертикали размещенной вблизи половины высоты стойки.
Как и в ближайшем аналоге, на верхних концах продольных стоек корпуса размещены места 20 крепления модуля служебных систем к полезной нагрузке. На нижних концах продольных стоек корпуса в соответствии с заявляемым решением размещены места 21 крепления модуля служебных систем к переходному отсеку последней ступени ракеты-носителя (см. фиг. 16).
Поперечные силовые элементы 17, 18 в соответствии с заявляемым решением наиболее предпочтительно могут быть выполнены с профилем в форме уголка.
Пролеты между продольными стойками 16 корпуса перекрыты, как и в ближайшем аналоге, боковыми панелями 23-27, 35. Боковые панели 23-27, 35 закреплены на поперечных силовых элементах 17, 18 и на отогнутых периферийных 38 частях стенок профилей продольных стоек 16.
В отличие от ближайшего аналога, нижнее основание корпуса перекрыто панелью 28 основания, которая закреплена на фитингах 22, размещенных в нижних частях продольных стоек 16 (см. фиг. 3, 12). Панель 28 основания выполнена в виде снабженной тепловыми трубами трехслойной сотопанели. В отличие от ближайшего аналога, блоки 1 бортовой служебной аппаратуры размещены внутри корпуса на панели 28 основания корпуса (см. фиг 1, 2).
Указанную панель 28 основания корпуса наиболее предпочтительно расположить с зазором δ (см. фиг. 3) относительно боковых панелей 23-27, 35 корпуса. В соответствии с заявляемым решением места крепления панели 28 основания к продольным стойкам 16 могут быть снабжены амортизаторами 36 - устройствами защиты блоков бортовой служебной аппаратуры 1 модуля служебных систем от ударных нагрузок при отделении модуля служебных систем с космическим аппаратом от последней ступени ракеты носителя и для гашения вибраций, возникающих при работе двигательных установок ракеты-носителя и космического аппарата. Амортизаторы 36 размещены между 22 фитингами продольных стоек и панелью 28 основания, как показано на фиг. 12. Амортизаторы могут быть устроены, например, в соответствии с авторским свидетельством СССР 1737184, патентами РФ №2411404, 2499924.
Упомянутые выше пилоны 5 (см. фиг. 1-4, 6, 8, 9) выполнены в виде усеченных пирамид с основанием в форме прямоугольника. Каркас пилона может быть выполнен из уголкового профиля, а боковые стороны частично зашиты листовым материалом из сплава на основе алюминия.
Упомянутые радиаторы-охладители 6, 9 могут быть выполнены из снабженных тепловыми трубами панелей. Радиаторы-охладители 6, 9 с использованием известных конструктивных элементов, например коллекторных тепловых труб, термически соединены с панелью 28 основания корпуса и аккумуляторной батареей 2 и выполнены с возможностью отвода тепла от блоков 1 бортовой служебной аппаратуры, размещенной внутри корпуса на панели 28 основания, и от аккумуляторной батареи 2, расположенной снаружи корпуса. Радиаторы-охладители 6, 9 расположены параллельно боковым панелям 24, 25 корпуса на удалении от панелей и закреплены на стержнях, соединенных с корпусом.
Упомянутые панели 8 солнечных батарей снабжены приводами 7, закрепленными на корпусе модуля служебных систем и выполненными с возможностью поворота панели 8 солнечной батареи. Приводы панелей солнечных батарей могут быть выполнены в соответствии с патентом РФ 2466069 или патентом США 4076191. Корпус привода 7 панели солнечной батареи наиболее предпочтительно выполнить в виде цилиндрообразной формы.
В соответствии с заявляемым решением аккумуляторная батарея 2 выполнена в виде моноблока.
В соответствии с заявляемым решением на первой паре противоположно расположенных относительно продольной оси 40 модуля боковых панелей 23 корпуса установлены топливные баки 3, как показано на фиг. 1-4. Топливные баки 3 установлены на корпусе с использованием фитингов 29, соединенных с боковыми панелями 23 корпуса (см. фиг. 13).
Перед второй парой 25, 26 противоположно расположенных относительно продольной оси 40 модуля боковых панелей корпуса закреплены аккумуляторная батарея 2 и антенна радиосвязи 12 с приводом 14.
На третьей паре противоположно расположенных относительно продольной оси 40 модуля боковых панелей корпуса 27, 35 своими большими основаниями закреплены пилоны 5. Внутри одного из пилонов 5 размещен шар-баллон 11 со сжатым газом. Как показано на фиг. 9, шар-баллон 11 со сжатым газом закреплен на боковой панели корпуса 27 с использованием стяжных лент.
На четвертой паре противоположно расположенных относительно продольной оси 40 модуля боковых панелей 24 корпуса закреплены привода 7 панелей 8 солнечных батарей.
В соответствии с заявляемым решением топливные баки 3, шар-баллон 11 со сжатым газом и привода 7 панелей 8 солнечных батарей размещены на модуле служебных систем с частичным заглублением внутрь корпуса, как показано на фиг. 2. При этом в панелях 23, 24, 27 выполнены вырезы.
С внешней стороны корпуса приводов 7 панелей 8 солнечных батарей закреплены на наружной стороне боковых панелей 24 разъемными соединениями.
Боковые панели 24 корпуса, на которых закреплены агрегаты значительных масс, например, привода 7 с панелями солнечных батарей целесообразно снабдить продольными ребрами, протянутыми от нижнего силового поперечного элемента 18 к верхнему 17, и, по крайней мере, одним поперечным ребром, протянутым вдоль боковых панелей 24 от одной продольной стойки 16 до другой (см. фиг. 4). Как и поперечные перемычки 19 продольных стоек, поперечные ребра боковых панелей 24 корпуса наиболее предпочтительно расположить вдоль вертикали на высоте, близкой половине высоты стек.
При установке на корпусе перед боковыми панелями агрегатов меньших масс, например аккумуляторной батареи 2 или антенны радиосвязи 12 с приводом 14, боковые панели 25, 26 корпуса могут быть выполнены с продольными зигами (см. фиг. 1, 6, 9): боковые панели корпуса выполняются на большей части площади гофрированными, что повышает несущие характеристики боковых панелей.
В соответствии с заявляемым решением упомянутые блоки 4 двигателей ориентации и стабилизации размещены на топливных баках 3 и на меньших основаниях упомянутых пилонов 5.
При использовании модуля в составе значительного по массе и по энергопотреблению космического аппарата панели 8 солнечных батарей целесообразно выполнить из нескольких секций с возможностью раскладывания после отделения модуля служебных систем с полезной нагрузкой от последней ступени ракеты-носителя. Для обеспечения крепления каждой из панелей солнечных батарей значительной площади в сложенном положении под головным обтекателем ракеты-носителя при выведении космического аппарата на ОИСЗ модуль служебных систем целесообразно дополнительно снабдить плоскими опорами 32, выполненными с возможностью крепления панелей солнечных батарей к корпусу в сложенном положении. Каждая из опор 32 может быть закреплена на ферме, составленной из трех раскосов. Два первых раскоса 33 закреплены вблизи верхних концов продольных стоек 16 корпуса, а третий 34 - на поперечной перемычке 19 одной из продольных стоек 16 корпуса (см. фиг. 9, 10, 11).
При использовании заявляемого модуля служебных систем в составе космического аппарата научного назначения для работы на геосинхронной орбите высотой порядка 36000 км и наклонением 51,4 градуса антенну радиосвязи 12 наиболее предпочтительно выполнить в виде конической рупорной антенны, снабдив ее приводом 14 для наведения на наземный пункт приема информации, который может быть выполнен, например, в соответствии с патентом РФ 2293893. При этом привод 14 антенны радиосвязи 12 может быть закреплен на стержнях 13, соединенных со стойками корпуса вблизи их верхних и нижних концов (см. фиг. 9). Кроме того, при подготовке космического аппарата и модуля служебных систем на технической позиции и при выведении на ОИСЗ антенну радиосвязи 12 с приводом 14 в транспортном положении целесообразно зафиксировать на корпусе модуля служебных систем двумя стрежнями 10, соединенными с рупором антенны и с корпусом модуля вблизи верхних концов продольных стоек 16.
Как указывалось выше, модуль служебных систем снабжен радиаторами-охладителями 6, 9, размещенными перед боковыми панелями 24, 25 корпуса параллельно им. Учитывая условия размещения на боковых панелях моноблока аккумуляторной батареи, антенны радиосвязи и панелей солнечных батарей, на модуле служебных систем могут быть размещены радиаторы-охладители удлиненной в поперечном направлении формы и радиаторы-охладители удлиненной в продольном направлении формы. В наиболее предпочтительном выполнении модуля служебных систем для использования в составе космического аппарата научного назначения модуль служебных систем целесообразно снабдить одним радиатором-охладителем, удлиненным в поперечном направлении, и двумя радиаторами-охладителями, удлиненными в продольном направлении.
В соответствии с заявляемым решением радиатор-охладитель 6, выполненный в виде удлиненной в поперечном направлении формы с поперечным размером, превышающим ширину боковой панели корпуса в 5…6 раз, может быть установлен перед аккумуляторной батареей 2 (см. фиг. 2, 3, 7) и закреплен на трех продольных планках 41, 42, расположенных параллельно друг другу и боковым панелям модуля служебных систем. Верхний конец продольной планки 42, размещенной между планками 41, и верхние концы и средние части планок 41 целесообразно стержнями 30 закрепить вблизи верхних концов продольных стоек 16 корпуса. Нижние концы планок 41 можно стержнями 31 закрепить вблизи нижних концов продольных стоек 16 корпуса, как показано на фиг. 8, 18.
В соответствии с заявляемым решением модуль служебных систем может быть снабжен, по крайней мере, одним радиатором-охладителем 9 удлиненной в продольном направлении формы (см. фиг. 1, 5, 10). В наиболее предпочтительном варианте выполнения модуль служебных систем целесообразно снабдить двумя радиаторами 9 удлиненной в продольном направлении формы и разместить их между боковыми панелями корпуса и панелями солнечных батарей. Каждый из радиаторов-охладителей 9 может быть закреплен на четырех опорных площадках 45, 46, 47, 48 (см. фиг. 11). Опорные площадки 45-48 соединены стержнями 49-55 с корпусом. При этом стержни 49, 52, 53 крепления опорных площадок могут быть закреплены на корпусе вблизи верхних концов продольных стоек 16 корпуса, стержни 54, 55 - на перемычках 19 продольных стоек, стержень 50 - на вернем продольном силовом элементе 17, стержень 51 - на раскосе 33 фермы крепления плоской опоры узла крепления панели солнечной батареи в сложенном положении к корпусу. При этом в наиболее предпочтительном выполнении модуля служебных систем опорная площадка 45 крепления радиатора-охладителя 9 зафиксирована на корпусе тремя стержнями (49, 50, 51), опорная площадка 47 - двумя (53, 54), а опорные площадки 46, 48 - одним стержнем (52, 55).
В наиболее предпочтительном варианте использования заявляемого модуля служебных систем в составе космического аппарата для проведения астрофизических исследований с геосинхронной орбиты с высотой, близкой 36000 км, и наклонением 51,4 град, предлагаемая конструкция модуля позволяет разместить на модуле перед аккумуляторной батареей 2 радиатор-охладитель 6 площадью 0,6…0,7 кв. м и между боковыми панелями корпуса 24 и панелями 8 солнечных батарей два радиатора площадью 0,85…1 кв. м каждый, вписав их в ограниченные объемы головного обтекателя. Ориентирование при этом боковой панели 26 корпуса с антенной радиосвязи в сторону Солнца обеспечивает расположение радиаторов-излучателей в затененной от солнечного излучения зоне, что позволяет осуществлять проведение длительных по времени (до 18 часов) сеансов наблюдения небесного объекта.
Используемые в заявляемом решении для крепления антенны радиосвязи, радиаторов-охладителей, опор крепления панелей солнечных батарей в сложенном положении к корпусу стержни наиболее предпочтительно соединить с корпусом разъемными соединениями типа «ухо-вилка».
В соответствии с заявляемым решением модуль служебных систем может быть дополнительно снабжен теплоизолирующей шторкой 60, установленной под панелью 28 основания корпуса (см. фиг. 17) с зазором относительно панели основания. Теплоизолирующая шторка 60 может быть выполнена в виде мата экранно-вакуумной теплоизоляции и снабжена каркасом 61, выполненным с обеспечением возможности отворота шторки в полете на угол 20…40 градусов. При этом каркас шторки закреплен в механизмах раскрытия 62 и механизме зачековки 63. Механизмы раскрытия 62 и механизм зачековки 63 могут быть закреплены на нижних поперечных силовых элементах 18 корпуса вблизи их середин. Механизм зачековки 63 выполнен с обеспечением возможности фиксации теплоизолирующей шторки 60 около панели 28 основания корпуса на этапе выведения модуля на ОИСЗ. Механизмы раскрытия 62 теплоизолирующей шторки 60 выполнены с обеспечением возможности фиксации теплоизолирующей шторки в транспортном положении у панели основания корпуса и отклонения теплоизолирующей шторки на угол от 20 до 40 градусов относительно панели основания корпуса после выведения на ОИСЗ. В наиболее предпочтительном варианте выполнения модуля служебных систем теплоизолирующая шторка может быть выполнена в виде многоугольника, перекрывающего примерно половину площади основания корпуса, как показано на фиг. 17. Наружный контур шторки может быть подкреплен каркасом 61. Концы каркаса соединены с механизмами 62 раскрытия шторки, а середина каркаса соединена с механизмом фиксации шторки 63.
Проектно-конструкторские проработки показывают возможность создания модуля с обеспечением размещения на его борту 300…400 кг топлива, с выполнением его корпуса высотой (Н, см. фиг. 13) 700 мм, поперечным габаритным размером (S, см. фиг. 3) 3720 мм, с обеспечением панелями солнечных батарей и аккумуляторной батареей электропотребления полезной нагрузки и блоков служебной аппаратуры на уровне 1…1,5 кВт, с обеспечением поддержания температуры блоков служебной аппаратуры, установленной на панели основания корпуса, в диапазоне от минус 5 до плюс 40 градусов С в сочетании с уменьшением массы конструкции модуля на 5…7 процентов.
При изготовлении модуля служебных систем основные его элементы (продольные стойки, поперечные и продольные силовые элементы, пилон, топливные баки, стержни крепления опор секций панелей солнечных батарей и радиаторов-охладителей) выполняются из алюминиевых сплавов с использованием известных методов механического производства. Так, продольные стойки и боковые панели корпуса, снабженные ребрами и предназначенные для крепления приводов панелей солнечных батарей, наиболее предпочтительно выполнить фрезерованием на станках с числовым управлением. Снабженные зигами боковые панели корпуса могут быть изготовлены штамповкой листовых заготовок из сплава на основе алюминия. Сотопанели, используемые в конструкции панели основания и панелей радиаторов-охладителей, могут быть выполнены из листов сплава на основе алюминия, используемых для наружной обшивки, между которыми помещены соты из алюминиевой фольги. Между листами обшивки в сотах также монтируются тепловые трубы.
Боковые панели корпуса с установленными топливными баками, пилоном, шаром-баллоном со сжатым газом, блоками двигателей ориентации и стабилизации разъемными соединениями закрепляют на корпусе модуля служебных систем, на продольные стойки разъемными соединениями устанавливают фитинги для крепления панели основания корпуса, после этого на корпус устанавливают панель основания с блоками бортовой служебной аппаратуры. После дооснащения корпуса навесными элементами - панелями солнечных батарей, опорами и фермами для крепления секций панелей солнечных батарей в сложенном положении, радиаторами-охладителями, аккумуляторной батареей и теплоизолирующей шторкой проводят монтаж бортовой сети и гидравлических и пневматических элементов.
При выведении модуля служебных систем с полезной нагрузкой на ОИСЗ конструкция модуля воспринимает инерционные силы как от полезной нагрузки, так и от установленных на модуле блоков бортовой служебной аппаратуры, панелей солнечных батарей с приводами, аккумуляторной батареи, радиаторов-охладителей и других элементов и передает их на переходную ферму ракеты-носителя. При этом продольная инерционная сила и изгибающий момент воспринимаются продольными стойками корпуса модуля. Перерезывающая сила воспринимается соединенными с продольными стойками и поперечными силовыми элементами боковыми панелями корпуса, которые работают на сдвиг. Наличие зигов или продольных и поперечных ребер на боковых панелях корпуса придают общую устойчивость боковым панелям. Топливные баки и пилон, установленные на боковых панелях, ослабленных круговыми вырезами, включены в восприятие перерезывающей силы и также работают на сдвиг.
После выведения модуля служебных систем с полезной нагрузкой на ОИСЗ производится раскрытие панелей солнечных батарей и антенны радиосвязи, ориентация космического аппарата в пространстве и наведение полезной нагрузки на объект наблюдения. Для передачи информации привод антенны наводит антенну на наземный пункт приема информации. Тепло, выделяемое блоками бортовой служебной аппаратуры и аккумуляторной батареей, радиаторами-охладителями сбрасывается в космическое пространство. Теплоизолирующая шторка экранирует наружную поверхность панели основания корпуса от солнечного излучения.
Предложенный модуль служебных систем может быть изготовлен на предприятиях ракетно-космической промышленности.