Универсальная наноспутниковая платформа формата CubeSat

Область техники
Предлагаемая полезная модель относится к области космического машиностроения и может быть использована при разработке и производстве сверхмалых космических аппаратов (КА), запускаемых из стандартного транспортно-пускового контейнера (ТПК), применяемых для целей дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), обеспечения радио- и лазерной связи с Землей и другими комическими телами, исследования атмосферы и магнитосферы Земли, а также для образовательной деятельности в рамках среднего и высшего профильного космического образования.
Уровень техники
Развитие элементной базы и миниатюризация электроники при сохранении возможности выполнения возлагаемых на аппаратуру требований позволило дать развитие области создания и запуска космических аппаратов со сниженными массо-габаритными характеристиками (так называемых микро-, нано- и пикоспутников).
Как правило, такие КА (или же спутники, что далее тождественно в рамках данного описания) используются для обучения, проведения практических занятий и отработки новых технологий, однако сфера их применения постоянно расширяется.
Вместе с тем, использование ранее известных КА в целях практических занятий связано с рядом существенных проблем, в частности, с длительностью и высокой стоимостью изготовления КА. Одной из причин отмеченных проблем также явилось отсутствие универсальной платформы, позволяющей осуществить простоту вывода на орбиту КА различного назначения.
В частности, из уровня техники известна космическая платформа (RU 2410294 C2, 27.01.2011 - [1]), содержащая несущий корпус, выполненный в форме параллелепипеда, снабженный откидными модулями, связанными с несущим корпусом разъемными шарнирными узлами, поворотными солнечными батареями, установленными на несущем корпусе с помощью электроприводов, приборами служебных систем, размещенными внутри несущего корпуса, элементы крепления полезной нагрузки и узлы соединения несущего корпуса с системой отделения, откидные модули снабжены механизмами поворота и узлами фиксации откидных модулей к несущему корпусу, при этом внутри откидных модулей размещены элементы крепления полезной нагрузки, а на откидных модулях установлены дополнительные солнечные батареи.
Известное решение направлено на расширение функциональных возможностей и улучшение эксплуатационных характеристик космической платформы.
Однако известное решение не предусматривает какой-либо универсальности и простоты вывода КА на орбиту.
Для решения указанных проблем был разработан стандарт спутниковой платформы «CubeSat» (https://www.cubesat.org/), устанавливающий требования по габаритам и массе спутников (в рамках разных форматов), а также предусматривающий устройство для их интеграции с ракетой-носителем -  транспортно-пусковой контейнер (ТПК, или же Poly Picosatellite Orbital Deployer, P-POD), обеспечивающий вывод на орбиту как одного, так и одновременно нескольких спутников в зависимости от их формата. Так, корпус платформы спутника формата 1U (single unit) представляет собой алюминиевый куб размерами 100х100х100 мм и массой, не превышающей 1 кг, а ТПК может обеспечить одновременный вывод 3-х спутников 1U.
Развитие стандарта CubeSatна данный момент предусматривает возможность построения КА на платформах формата от 1U до 12U (CubeSat Design Specification Rev. 14, CP-CDS-R14, 07.2020 - [2], с. 8).
Указанное выше решение по патентному документу [1] с очевидностью не может быть использовано для запуска указанным ТПК, поскольку содержит выступающие за габариты несущего корпуса части (см. [1], фиг. 3), в то время как стандартом CubeSat корпус платформы ограничивается направляющими рамами, предназначенными для размещения спутника в ТПК ([2], с. 19, фиг. 8-9).
Таким образом, использование платформы, соответствующей стандарту  CubeSat, позволяет обеспечить универсальность и простоту вывода КА на орбиту.
Вместе с тем, поскольку помимо основных необходимых для функционирования спутника CubeSat средств, характеристики всех остальных составных частей и систем определяются разработчиком в зависимости от поставленной задачи (следствием чего могут являться их разные габитиры и масса), существует проблема с размещением оборудования в корпусе платформы так, чтобы обеспечивалась необходимая точность ориентации и стабилизации КА. В частности, может возникать рассогласование между измерительными системами координат пользовательских приборов полезной нагрузки и строительной системой координат КА.
Предложенная полезная модель направлена на преодоление указанного недостатка уровня техники и позволяет обеспечить достижение технического результата, заключающегося в повышении точности ориентации и стабилизации КА.
Раскрытие полезной модели
Для достижения указанного технического результата предлагается универсальная платформа формата CubeSat, содержащая корпус в виде прямоугольного параллелепипеда для размещения оборудования космического аппарата (КА), причем корпус содержит направляющие рамы, предназначенные для контакта с транспортно-пусковым контейнером (ТПК) и задающие внешнюю геометрию КА так, чтобы выполнялось условие его размещения в ТПК формата CubeSat, направляющие рамы соединены поперечными верхней, нижней и внутренней силовыми рамами, причем внутренняя силовая рама имеет фланец, выполненный с возможностью прецизионного крепления полезной нагрузки (ПН).
В дополнительных вариантах осуществления внешняя геометрия задана так, чтобы обеспечивалась возможность размещения КА в ТПК формата 6U или 12U, а ПН является оптической ПН.
Реализация назначения полезной модели с достижением указанного технического результата обеспечивается тем, что платформа соответствует формату CubeSat и содержит внутреннюю силовую раму с фланцем, выполненным с возможностью прецизионного крепления полезной нагрузки.
В нижеследующем разделе описания представлены более подробные сведения, показывающие, каким образом может быть осуществлена полезная модель
Осуществление полезной модели
Для более полного понимания сущности полезной модели в описании даны  отсылки на поясняющие чертежи, на которых представлены:
Фиг. 1 (а, б) — внешний вид КА на базе предложенной платформы, соответственно, а) – транспортное положение; б) – рабочее положение.
Фиг. 2 — внутреннее конструктивное выполнение платформы с частью установленного оборудования КА.
Фиг. 3 — внешние конструктивные элементы КА в сборе.
Фиг. 4 — служебные системы КА.
Фиг. 5 — чертеж со схемой расположения центра масс КА, собранного на предложенной платформе.
Далее представлен иллюстративный вариант осуществления, не предназначенный для ограничения объема правовой охраны. Так, в качестве примера, рассмотрен вариант осуществления платформы, соответствующей формату 6U. Однако для специалиста будет понятно, что предложенное усовершенствование уровня техники может найти свое применение также и для других форматов  CubeSat (например, 3U или 12U).
Использованное в описании и формуле понятие универсальности платформы неразрывно связано как с возможностью обеспечения вывода на орбиту КА, созданного на основе платформы, существующими средствами стандартного ТПК CubeSat, так и с возможностью размещения на платформе средств (полезной нагрузки), которые могут быть применены для различных целей, в частности, для целей дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), обеспечения радио- и лазерной связи с Землей и другими комическими телами, исследования атмосферы и магнитосферы Земли и др.
Сущность полезной модели раскрывается далее с привлечением сведений о составе и функционировании КА, созданного на ее основе, поскольку такие сведения позволяют более полно показать возможности, обеспечиваемые платформой при ее непосредственном применении.
Собранный КА на базе предложенной платформы имеет транспортировочное и штатное положения. Первое (фиг. 1а ) предусмотрено для транспортировки КА, его установки в ТПК и выведения на орбиту, после чего КА автоматически переводится в рабочее положение (фиг. 1б) путем раскрытия солнечных панелей и антенн.
В целом устройство КА состоит из конструкционных деталей, электронных печатных плат и навесной кабельной сети, размещаемых и закрепляемых определенным образом на платформе. Служебные системы КА на базе платформы интегрированы с конструкцией и размещаются, как по внутреннем объеме аппарата, так и на внешних поверхностях.
Платформа (фиг. 2) содержит направляющие рамы (1),  предназначенные для контакта с транспортно-пусковым контейнером (с его внутренней частью). Устройство также содержит поперечные верхнюю (2), нижнюю (4), а также внутреннюю (3) силовые рамы, которые соединяют направляющие с образованием  прочного пространственного каркаса.
Раскрываемые солнечные панели крепятся на петли (6) и, в транспортном положении, фиксируются внизу (10). Основной блок электроники располагается на специализированном каркасе (6), к которому крепится коммутационная плата и в нее устанавливаются унифицированные платы бортовой электроники. Другие элементы крепятся на силовые рамы (2-4) или направляющие (1) так, чтобы не препятствовать установке и выведению КА из ТПК. В частности, таким образом размещены: звездный датчик на кронштейне (8), дублирующая широкоугольная камера на кронштейне (9), а также предусмотрено прецизионное крепление для оптической полезной нагрузки в виде фланца (5) рядом с узлом крепления звездного датчика для обеспечения малых погрешностей установки.
На всех боковых поверхностях КА размещены панели массовой радиационной защиты (30 на фиг. 3), обеспечивающие снижение дозы радиации внутренних электронных систем на орбите. К панелям крепятся солнечные датчики и платы стационарных солнечных панелей. На раскрываемых солнечных панелях предусмотрены: кронштейн широкоугольной камеры (31) и фиксатор дипольной антенны (32) системы служебной радиосвязи.
КА имеет следующие служебные системы (фиг. 4):
- система электропитания (СЭП) представлена основным и дублирующим контроллерами SXC-PSU-06 (401) и коммутационными платами SXC-BP-06 (402), размещенными в основном блоке электроники, дублированной аккумуляторной батарей SXC-BAT-06 (403) и солнечными элементами на внешних поверхностях – платах SXC-ZpGC-06 (404), SXC-DYpmG-06 (405), SXC-YpmGC-06 (406), SXC-XpmG-06 (на противоположной стороне от панели 417). Коммутационные платы имеют возможность последовательного соединения с применением специального адаптера SXC-BPR-06 (407). Предусмотрена возможность подключения систем на базе интерфейса PC/104 с применением специализированного адаптера SXC-PCA-06 (408).
- система служебной радиосвязи представлена основными и дублирующим приемопередатчиками SXC-UHC-06 (409), размещенными в основном блоке электроники, подключенных к, соответственно, основной дипольной SXC-AUH-06 (401) и патч антеннам SXC-AUH-07 (411) на внешней поверхности КА. Плата дипольной антенны также содержит схему пережигания системы раскрытия солнечных панелей.
- система трехосной ориентации и стабилизации включает в себя основной и дублирующий контроллер SXC-ADCU-06 (412), размещенными в основном блоке электроники, каждый из которых подключен к антеннам глобальной навигационной системы SXC-AGG-06 (413), звездный датчик (414), до шести солнечных датчиков SXC-SD-01 (415), блок маховиков (416), электромагнитные катушки, встроенные в печатные платы боковых панелей на внешней поверхности КА – платы SXC-ZpGC-06 (404), SXC-YpmGC-06 (406), SXC-XpmC-06 (417), SXC-ZmC-06 (418).
- система высокоскоростной передачи данных представлена передатчиком SXC-XTX-01 (419), размещенным в основном блоке электроники и подключенным к передающей антенне SXC-AXB-07 (420).
- система технологического мониторинга состояния КА включает контроллер на базе вычислительного модуля Raspberry Pi CM3+ SXC-MBB-06 (421), размещенный в основном блоке электроники, и две широкоугольные камеры (423, 424). Данная система позволяет контролировать состояние КА в полете.
- технологический доступ к системам КА осуществляется через плату сервисной панели SXC-SP-06 (425), подключаемой непосредственно к коммутационным платам.
- система активации КА для перехода из транспортного режима в рабочий представлена дублированными датчиками отделения (422) на раме платформы.
Бортовая информационная сеть спутника построена по шинной архитектуре (то есть все устройства имеют идентичное подключение к шине).
Шина состоит из резервированного канала CAN и нерезервированной линии, передающей метку времени.
В качестве протокола верхнего уровня используется UniCAN,  в котором каждое устройство в бортовой сети, а также наземная станция имеют свои адреса. Протокол обеспечивает доставку пакета получателю с сохранением адреса отправителя, что позволяет устройствам отвечать на пакеты. В заголовке передаётся тип сообщения (MsgID), который описывает, как именно должен быть интерпретирован данный пакет. Например, один MsgID соответствует команде однократного запроса телеметрии, а другой MsgID – пакету с самой телеметрией, который будет отправлен устройством в ответ на первый пакет. Производится контроль целостности пакета контрольной суммой CRC32. В протоколе предусмотрено квитирование приема сообщений и широковещательные сообщения.
Бортовой приемопередатчик является маршрутизатором, так как связывает две разнородных сети (бортовую CAN-шину и радиоканал), необходимым образом энкапсулируя UniCAN-пакет в CAN-пакеты или в кадры используемого радиопротокола. Определение направления пакета происходит на основании таблицы маршрутизации. В простейшем случае пакеты на адрес наземной станции отправляются в радиоканал, пакеты на адрес приёмопередатчика обрабатываются им самим, а пакеты на любой другой адрес отправляются в бортовую сеть. Таким образом, пакеты, посланные любым устройством на адрес наземного комплекса управления в бортовую шину, маршрутизируются в радиоканал и извлекаются на наземной станции, аналогичным образом идёт доставка пакетов с Земли на бортовые устройства. Для исключения зацикливания ошибочных пакетов используется механизм split horizon – пакет никогда не отправляется маршрутизатором в тот же сегмент сети, из которого он прибыл.
Полезная модель осуществляется следующим образом.
Устройство предполагает создание КА на ее основе путем размещения оборудования КА и установки в собранный КА пользовательских полезных нагрузок и подключения их к служебным системам.
В зависимости от решаемой задачи, выбирают формат CubeSat, который должен быть обеспечен платформой. Таким форматом может быть, например, 3U, 6U или 12U. В зависимости от выбранного формата, используют направляющие силовые рамы определенного стандартом размера (например, для формата 6U см. [2], с. 33). Аналогичным образом выбирают размеры поперечных верхней, нижней и внутренней силовыми рамами, так, чтобы   внешняя геометрия КА соответствовала выбранному формату. Производят соединение направляющих силовых рам поперечными рамами.
Существенным является то, что внутренняя силовая рама имеет фланец, выполненный с возможностью прецизионного крепления полезной нагрузки. Во-первых, выполнение рамы внутренней позволяет обеспечить крепление ПН  (например, оптической ПН) так, чтобы она не выступала за установленные форматом габариты корпуса, что обеспечивает реализацию назначения полезной модели. Во-вторых, выполнение внутренней рамы с возможностью прецизионного крепления полезной нагрузки  позволяет обеспечить прецизионное позиционирование различных по габаритам и массе ПН для минимизации расхождения между измерительными системами координат ПН и строительной системой координат КА. Например, посредством прецизионного позиционирования ПН при известности расположения центра масс КА (фиг. 5) можно обеспечить выравнивание моментов инерции относительно системы координат вывода, что обеспечивает повышение точности системы стабилизации и ориентации КА в целом.
Следует отметить, что обеспечение возможности установки на устройство раскрываемых солнечных панелей, как это показано выше, также обеспечивает возможность соблюдения требований по габаритам, установленным форматом CubeSat.
Установка полезной нагрузки подразумевает подключение следующих интерфейсов:
- механического – монтаж ПН на имеющиеся посадочные места. Основное место крепления для прецизионного позиционирования ПН – фланец на силовой раме (5 на фиг. 2).
- электрического – подключение ПН выполняется через один из унифицированных разъемов на коммутационной плате (402 на фиг. 4) с использованием кабеля.
- информационного – ПН подключается к общей бортовой информационной шине CAN с помощью того же кабеля, который использует электрический интерфейс. Дополнительно возможно прямое высокоскоростное подключение к передатчику SXC-XTX-01 (419, фиг. 4) по интерфейсам Ethernet или LVDS с помощью отдельного кабеля.
После сборки КА с ПН проводится проверка работоспособности систем с помощью технологического подключения непосредственно к бортовой шине через разъем на сервисной панели (425, фиг. 4). Через этот же разъем производится зарядка аккумулятора от внешнего зарядного устройства.
Таким образом, при осуществлении полезной модели в полной мере реализуется универсальность платформы как с позиции соответствия форматам  CubeSat, так и, в случае необходимости создания средств, применяемых для различных целей, на базе одной и той же платформы, при этом одновременно обеспечивается повышение точности ориентации и стабилизации КА.