КОНЦЕПЦИЯ ЭФФЕКТИВНОЙ КОНСТРУКЦИИ СПУТНИКА ДЛЯ ОДИНОЧНЫХ ИЛИ ШТАБЕЛИРОВАННЫХ ГРУППОВЫХ ЗАПУСКОВ
CONCEPT OF AN EFFICIENT SATELLITE STRUCTURE FOR SINGLE OR STACKED GROUP LAUNCHES

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится, в целом, к технической области систем для развертывания космических аппаратов/спутников на орбите из средств выведения и, более конкретно, к концепции эффективной конструкции спутника и к его специальному сопряжению с ракетой-носителем, подходящих для одиночного запуска, или штабелированного группового запуска, из одного средства выведения.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Как известно, средства выведения (также называемые ракетами-носителями) используются для развертывания космических аппаратов/спутников на заданной орбите вокруг Земли. С этой целью, обычно используется одна или более систем для развертывания одного или более космических аппаратов и/или одного или более спутников, каждая из которых в общем выполнена с возможностью:
во время запуска, надежно и прочно удерживать один или более космических аппаратов и/или один или более спутников, размещенных в доступном объеме ракеты-носителя; и,
когда ракета-носитель достигает заданного положения на орбите, разворачивать (то есть выпускать) космический аппарат/спутник(-и) в ответ на управляющий сигнал.
Некоторые известные решения, относящиеся к этой области, предложены в US 8 915 472 B2, US 9 669 948 B2, US 2016/0318635 A1, US 5,522,569 A, EP 1 008 516 A1, US 2013/0099059 A1 и US 2015/0151855 A1.
В частности, US 8 915 472 B2 рассматривает систему группового запуска космических аппаратов и раскрывает систему запуска, состоящую из двух спутников: нижнего и верхнего. Нижний спутник съемно прикреплен к верхней ступени средства выведения посредством стандартного кольцевого сопряжения и так же съемно прикреплен к верхнему спутнику посредством такого же типа стандартного кольцевого сопряжения. Нижний спутник несет нагрузки при запуске, под действием верхнего спутника, тем самым устраняя потребность в дополнительных опорных конструкциях (например, распределительном устройстве). Оба спутника включают в себя центральную внутреннюю конструкцию, несущую основную часть нагрузок при запуске, которая соединена с кольцевыми сопряжениями.
US 9 669 948 B2 относится к расположению бок о бок космических аппаратов для запуска в паре и раскрывает систему запуска, состоящую из двух спутников, размещенных бок о бок на адаптере для запуска в паре. Оба спутника съемно прикреплены к адаптеру для запуска в паре посредством стандартного кольцевого сопряжения. Адаптер для запуска в паре установлен на последней ступени средства выведения посредством стандартного кольцевого сопряжения. Оба спутника включают в себя центральную внутреннюю конструкцию, несущую основную часть нагрузок при запуске, соединенную с кольцевым сопряжением.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Краткое описание чертежей
Для лучшего понимания настоящего изобретения, предпочтительные варианты осуществления, которые являются только неограничивающими примерами, будут описаны со ссылкой на сопровождающие чертежи (все не в масштабе), на которых:
Фигура 1 схематично изображает концепцию конструкции спутника и стыковочный фитинг для полезной нагрузки (PAF) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;
Фигура 2 схематично изображает штабель из трех спутников на PAF (однобашенная архитектура) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;
Фигура 3 схематично изображает четыре спутника на PAF (архитектура с размещением бок о бок) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;
Фигура 4 схематично изображает разъемное сопряжение чаша-конус между двумя смежными спутниками или между нижним спутником и PAF (с любой архитектурой) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;
Фигура 5 схематично изображает изменяемое количество устройств для отделения с электрическим приводом, которые могут быть установлены между смежными спутниками или между нижним спутником и PAF (с любой архитектурой) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;
Фигура 6 схематично изображает разъемный электрический соединитель и приводимые в движение пружинами толкатели, установленные в выбранном разъемном сопряжении чаша-конус согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;
Фигура 7 схематично изображает концепцию архитектуры ферменной конструкции согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;
Фигура 8 схематично изображает штабель из двух спутников на PAF (однобашенная архитектура) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;
Фигура 9 схематично изображает штабель из двух спутников на PAF (архитектура с размещением бок о бок) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;
Фигура 10 схематично изображает разъемное сопряжение между типовым спутником (имеющим различные размеры сечения) и одним и тем же PAF согласно неограничивающим примерам настоящего изобретения; и
Фигура 11 схематично изображает нижнюю часть системы отделения, установленной на раму, которая посредством болтового сопряжения может быть установлена на и снята с PAF или с нижнего спутника в штабеле согласно неограничивающим примерам настоящего изобретения.
2. Теоретические основы изобретения
Идея настоящего изобретения основана на следующих аспектах. С точки зрения механики конструкций, космический аппарат может быть упрощенно представлен в виде консольной балки, подверженной инерционным нагрузкам, под действие ракеты-носителя. Очевидно, что внешние конструкции спутника более эффективны с точки зрения восприятия нагрузок при запуске вследствие их более высокого момента инерции площади, в отличие от центральных внутренних конструкций (с меньшим размером сечения, по сравнению с размером сечения внешних конструкций спутника). Момент инерции площади является ключевым фактором в конструктивной жесткости и прочности.
Обычно внешние поверхности спутника плоские, чтобы обеспечить самую простую и наиболее эффективную опору для внутренних электронных устройств и внешних тепловых излучателей. Это означает необходимость введения специального сопряжения ракеты-носителя, которое может обеспечить средство передачи нагрузки от углов к плоским поверхностям и болтовому сопряжению средства выведения.
Таким образом, настоящее изобретение позволяет более полное использование грузоподъемность средства выведения совместно со специальным сопряжением ракеты-носителя, которое является относительно легким и компактным и остается присоединенным к средству выведения после отделения спутника с захоронением на орбите длительного существования или самостоятельной утилизации во время вхождения в плотные слои атмосферы Земли.
3. Концепция конструкции спутника
Концепция конструкции спутника согласно настоящему изобретению содержит внешнюю несущую конструкцию, обычно с квадратным или прямоугольным основанием (но также другие формы могут быть использованы).
Со ссылкой на Фигуру 1, конструкция включает в себя внешние вертикальные плоские панели 1, соединенные посредством вертикальных балок 2. Внешние вертикальные плоские панели 1 могут быть выполнены из любого материала, обычно используемого для изготовления спутников (то есть, алюминия, слоистого материала на базе алюминия, монокока из армированного углеродными волокнами термопластика (CFRP), слоистого материала на базе CFRP, титана и так далее, или их комбинации).
Вертикальные панели 1 соединены посредством четырех (или даже большего количества) угловых балок 2. Угловые балки 2 могут иметь любое сечение (обычно, квадратное, прямоугольное или круглое) и могут быть выполнены из любого материала, обычно используемого для изготовления спутников. Угловые балки 2 имеют разъемные сопряжения на их нижних и верхних краях 8. Внутренние вертикальные сдвижные панели 3 и горизонтальные панели 4 платформы также могут быть использованы в качестве конструктивного преимущества или для удобства размещения оборудования.
4. Нижняя переходная конструкция
Всегда со ссылкой на Фигуру 1, нижняя переходная конструкция (или фитинг для полезной нагрузки - PAF) 5 завершает концепцию. В верхней части PAF 5 имеется дискретное количество разъемных сопряжений 6 с каждой угловой балкой 2 конструкции спутника, и в нижней части имеется болтовое сопряжение 7 с верхней ступенью средства выведения (не показана на Фигуре 1).
Со ссылкой на Фигуру 10, различные размеры 14 сечения спутника могут быть размещены на одном и том же PAF 15 без необходимости изменять конструкцию последнего. Это возможно посредством изменения угла наклона концов вертикальных балок 16.
Со ссылкой на Фигуру 11, для того чтобы облегчить транспортировку, проверку соответствия сопряжения и тестирование отделения спутников, нижняя часть системы отделения установлена на раму 17, которая посредством болтового сопряжения может быть установлена на и снята с PAF 18, или с нижнего спутника в штабеле 19.
5. Штабелирование спутников
Штабелирование спутников может быть выполнено в виде одной башни, как показано на Фигуре 2, установленной на соответствующий PAF, или в виде двойной башни, то есть, двух башен, расположенных бок о бок, как показано на Фигуре 3, установленной на соответствующий PAF 20, предназначенный для размещения двух башен из спутников. Архитектура штабеля зависит от доступного объема обтекателя и грузоподъемности выбранной ракеты-носителя.
Разъемные сопряжения между штабелированными спутниками и между нижним(-и) спутником(-ами) и PAF идентичны. Эти сопряжения удобно включают в себя:
со ссылкой на Фигуру 4, механические сопряжения, включающие в себя по меньшей мере три сопряжения 10 чаша-конус, присоединенные на крае каждой угловой балки 2;
со ссылкой на Фигуру 6, электрические сопряжения 21 для обеспечения сообщения со средством выведения и оборудованием наземного обеспечения; причем разъемные сопряжения снабжены кронштейнами для электрических соединителей;
микропереключатели для обнаружения отделения спутника;
вновь со ссылкой на Фигуру 6, системы 22 для обеспечения отделения космического аппарата, обычно приводимые в движение пружинами толкатели для отделения в выбранных сопряжениях для отделения, чтобы сообщить необходимую начальную кинетическую энергию спутникам после отделения.
Вновь со ссылкой на Фигуру 4, сопряжение 10 чаша-конус выполнено с возможностью нести все локальные нагрузки, за исключением осевой тяговой нагрузки, которую несет устройство(а) для отделения с электрическим приводом (например, NEA, пиропатрон и так далее).
Со ссылкой на Фигуру 5, самое низкое соединение в штабеле (спутник внизу PAF) может использовать все три (или более) устройств 11 для отделения. Верхние соединения 12 могут использовать меньшее количество устройств для отделения вследствие более низких нагрузок.
Внешние плоские панели 1 могут включать в себя угловые балки 2; это предсказуемо, если используются технологии аддитивного производства.
Со ссылкой на Фигуру 7, базовая концепция конструкции эквивалентна известной архитектуре Ферменной Конструкции, выполненной непосредственно из вертикальных и диагональных балок. Тем не менее, внешние конструкции спутника не могут являться диагональными балками 13, поскольку они должны быть плоскими, чтобы разместить электронное оборудование, действовать в качестве тепловых излучателей и обеспечивать замкнутую зону для защиты от излучения. Это означает, что функция конструктивного усиления, оказываемая диагональными балками, выполняется слоистыми панелями. Эти панели, для целей оптимизации конструкции, могут удобно включать в себя конструкции со встроенным усилением или усиления 23 в толще обшивки.
6. Два предпочтительных, неограничивающих варианта осуществления изобретения
Двумя предпочтительными, неограничивающими вариантами осуществления изобретения являются:
со ссылкой на Фигуру 8, однобашенная архитектура со штабелями из двух идентичных спутников, установленных на специальный PAF;
со ссылкой на Фигуру 9, архитектура с расположением бок о бок двух идентичных спутников, установленных на специальный PAF.
7. Главные технические преимущества изобретения относительно подобных существующих идей
a) По существу, как описано в параграфе 2 “Теоретические основы изобретения”, настоящее изобретение более эффективно с конструктивной точки зрения относительно существующего решения (то есть, некоторый уровень показателя жесткости может быть достигнут при меньшей массе конструкции).
b) Эффективность конструкции может быть использована в пользу полностью алюминиевой конструкции с более высокими показателями в части защиты от излучения и снижения стоимости относительно конструкций из CFRP.
c) Внутренний объем спутника полностью доступен для размещения оборудования, тогда как этого нет в спутнике с большой и длинной внутренней конструкционной трубой.
d) Верхняя и нижняя платформы спутника полностью доступны для размещения оборудования, тогда как этого так же нет в спутнике с большой и длинной внутренней конструкционной трубой.
e) Сложность настоящего изобретения ограничена компактной конструкцией PAF и сопряжениями, а не большой и длинной внутренней конструкционной трубой.
f) Стоимость ограниченного количества пиро/NEA патронов отделения выгодна по сравнению со стоимостью двух или более систем замковой ленты.
g) Разъемное сопряжение может быть более прочным в основании штабеля из спутников, где механические нагрузки более высокие, и менее прочным для других разъемных сопряжений штабеля.
В заключение, следует отметить, что настоящее изобретение, которое относится к концепции конструкции спутника с главным образом внешней несущей конструкцией и к его специальному сопряжению с ракетой-носителем, позволяет эффективное использование грузоподъемности средства выведения и внутреннего объема спутника. Эта концепция согласно настоящему изобретению может быть предпочтительно использована для любого космического полета/орбиты/ракеты-носителя, если признана подходящей.