Космический аппарат и секция антенной фазированной решетки

Космический аппарат и секция антенной фазированной решетки

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Заявляемые технические решения относятся к космической технике, а именно к устройству космических аппаратов, снабженных антенными фазированными решетками и предназначенными для решения широкого круга задач по дистанционному зондированию Земли. Заявляемые решения могут быть использованы и для исследования других планет Солнечной системы с орбит их спутников.

При проектировании космических аппаратов, снабженных антенными фазированными решетками больших габаритов, кроме традиционных задач по оптимизации облика аппарата и его бортовых систем, приходится решать задачи по интеграции в конструкцию космического аппарата антенной фазированной решетки значительных габаритов, обеспечению стабильности ее геометрических параметров при различных условиях полета космического аппарата в сочетании с удобством размещения космического аппарата с антенной фазированной решеткой под обтекателем ракетоносителя на этапе выведения аппарата на орбиту.

Известен целый ряд решений космических аппаратов, снабженных антенными фазированными решетками (см. С.В.Гарбук, В.Е.Горенштейн. Космические системы дистанционного зондирования Земли, Москва, 1997). Отличительной особенностью технических решений этих космических аппаратов (ENVISAT-1, ERS-1, RADARSAT-1, JERS-1 и др., см. стр.131, 139, 145, 149 указанного источника)) является членение космического аппарата на орбитальный модуль с бортовой служебной аппаратурой, антенную фазированную решетку больших габаритов и плоские панели солнечных батарей. При этом антенная фазированная решетка и панели солнечной батареи закрепляются на орбитальном модуле. При выведении космического аппарата на орбиту антенная фазированная решетка и панели солнечных батарей различными способами складываются около орбитального модуля. Антенные фазированные решетки этих технических решений выполняются в виде отдельных плоских секций, секции антенных фазированных решеток могут подкрепляться с тыльной стороны антенны силовым каркасом, выполненным в виде форменной конструкции, см., например, устройство космического аппарата RADARSAT-1 (указанный источник, стр.149). Антенна больших габаритов модуля дистанционного зондирования «Природа» (см. стр.159 указанного источника) выполнена в форме вырезки из параболоида вращения и составлена из передней и тыловой обшивок и каркаса в виде стержневой системы.

Эти особенности объемно-пространственного решения космических аппаратов обуславливают значительные массы космических аппаратов, недостаточна и геометрическая стабильность конструкций антенных фазированных решеток.

Определенным шагом в развитии технических решений космических аппаратов с антенными фазированными решетками является техническое решение (см. патент Великобритании № 2330343, МПК В64G 1/10, опубл. 21.04.1999), в котором сделана попытка интеграции антенной фазированной решетки и бортовой служебной аппаратуры, традиционно размещаемой в орбитальном модуле, в один конструктивный модуль космического аппарата. Это техническое решение является ближайшим аналогом заявляемому решению космического аппарата.

В соответствии с этим техническим решением космический аппарат содержит антенную фазированную решетку, бортовую служебную аппаратуру, солнечные элементы системы энергопитания космического аппарата, топливную систему с топливным баком.

Антенная фазированная решетка выполнена из двух секций, каждая из которых выполнена в форме удлиненного прямоугольника. Для увеличения полезной площади антенной фазированной решетки два прямых угла каждой секции антенны в этом решении дополнительно срезаны по двум отрезкам, размещенными друг относительно друга и относительно сторон секций под тупыми углами. Секции антенной фазированной решетки шарнирно соединены друг с другом, при этом шарнирное соединение секций антенной фазированной решетки выполнено с обеспечением возможности складывания секций лицевыми сторонами друг к другу при выведении космического аппарата на орбиту и развертывания секций в космосе встык друг к другу.

Каждая секция антенной фазированной решетки снабжена передней обшивкой, каркасом и модулями антенной фазированной решетки с излучателями и приемопередающими блоками.

В этом техническом решении каркасы секций антенной фазированной решетки включают продольные и поперечные силовые элементы - элементы жесткости, выполненные в виде стенок, размещенных перпендикулярно передней обшивке с тыльной ее стороны. Две продольные стенки параллельны длинной стороне секции и расположены на некотором удалении от длинных торцов передней обшивки, поперечные стенки параллельны коротким сторонам секций, размещены на некотором удалении от коротких сторон секций. Кроме стенок, в этом техническом решении в силовой каркас включены силовые стержни, замыкающие узлы пересечения поперечных и продольных стенок.

Передняя обшивка закреплена на силовом каркасе.

Модули антенной фазированной решетки включают излучатели и приемопередающие блоки. Излучатели расположены на лицевой стороне передней обшивки, а приемопередающие блоки размещены на тыльной стороне передней обшивки. Излучатели электрическими связями соединены с приемопередающими блоками.

Бортовая служебная аппаратура соединена с тыльными сторонами секций антенной фазированной решетки, блоки бортовой служебной аппаратуры закреплены на стенках каркасов секций антенной фазированной решетки.

В этом техническом решении космический аппарат снабжен топливной системой, включающей топливный бак. В этом техническом решении каждая секция антенной фазированной решетки снабжена топливным баком, топливные баки размещены вблизи геометрического центра секций на тыльной стороне передней обшивки.

Система энергопитания космического аппарата включает солнечные элементы. В этом техническом решении солнечные элементы размещены на задней поверхности космического аппарата - на тыльной стороне передних обшивок и на каркасах секций антенной фазированной решетки.

Кроме отмеченных элементов космический аппарат включает механические средства фиксации, зачековки и раскрытия секций антенной фазированной решетки после выведения аппарата в космическое пространство. Кроме того, космический аппарат содержит антенны для обеспечения связи, датчики ориентации.

При выведении космического аппарата в космос секции антенной фазированной решетки сложены под обтекателем ракетоносителя параллельно друг другу. При этом их лицевые стороны обращены друг к другу. После выведения космического аппарата на орбиту секции развертываются друг относительно друга и стыкуются друг с другом по своим коротким сторонам, образуя единую плоскую антенную фазированную решетку.

Использование этого технического решения, обеспечивая оптимальную конфигурацию антенной фазированной решетки при выведении аппарата на орбиту с дальнейшим развертыванием секций в единую антенну, не дает возможности разработать космический аппарат небольшой массы из-за большой массы предлагаемого в этом техническом решении каркаса. Это обусловлено тем, что в техническом решении не проработаны вопросы тонкого теплового регулирования передних обшивок секций антенной фазированной решетки.

Ближайшим аналогом заявляемой секции антенной фазированной решетки является секция антенной фазированной решетки (см. О.И.Крахин. «Проектирование элементов конструкций апертурных антенн и ФАР», изд. МАИ, М., 1996 г., стр.34-35). В соответствии с этим решением секция антенной фазированной решетки содержит каркас, переднюю обшивку, модули антенной фазированной решетки и средства терморегулирования.

Каркас секции антенной фазированной решетки в этом техническом решении включает контур, продольные и поперечные силовые элементы. Контур, поперечные и продольные силовые элементы этого технического решения выполнены из швеллеров П-образного профиля (поз.1 и 2 рис.2.2 указанного источника).

Передняя обшивка, в терминологии источника - антенное полотно, установлена на каркасе и выполнена в этом техническом решении в виде листа, наружная поверхность которого металлизирована методом напыления.

Модули антенной фазированной решетки в этом техническом решении размещены с тыльной стороны передней обшивки. В этом техническом решении средства терморегулирования выполнены в виде втулок (поз.4 рис.2.2 указанного источника), которые в этом техническом решении служат и для закрепления модулей антенной фазированной решетки на тыльной стороне передней обшивки.

Основным недостатком этого технического решения является нестабильность геометрических параметров поверхности антенной фазированной решетки из-за нерешенности вопроса отвода тепла от модулей антенной фазированной решетки.

Технической задачей, решаемой заявляемым космическим аппаратом, является разработка устройства космического аппарата, снабженного антенной фазированной решеткой, система энергоснабжения которого способна генерировать значительную энергию в сочетании с обеспечением высокой геометрической стабильности антенной фазированной решетки и небольшой массы конструкции аппарата.

Технической задачей, решаемой заявляемым устройством секции антенной фазированной решетки, является разработка устройства секции антенной фазированной решетки, обеспечивающего высокую геометрическую стабильность поверхности антенной фазированной решетки в сочетании с небольшой массой.

Указанная техническая задача предлагаемым устройством космического аппарата решается следующим образом.

Известно устройство космического аппарата, содержащего антенную фазированную решетку, выполненную в виде шарнирно соединенных друг с другом двух плоских прямоугольных секций. Каждая из секций антенной фазированной решетки снабжена передней обшивкой, установленной на снабженном поперечными силовыми элементами каркасе, и модулями антенной фазированной решетки, которые включают излучатели, размещенные на лицевых сторонах передних обшивок, и приемопередающие блоки, размещенные на тыльных сторонах передних обшивок.

Кроме того, известный космический аппарат снабжен бортовой служебной аппаратурой, солнечными элементами, топливной системой с топливным баком. В известном космическом аппарате шарнирное соединение секций антенной фазированной решетки друг с другом выполнено с обеспечением возможности складывания секций лицевыми сторонами друг к другу при выведении космического аппарата на орбиту и развертывания секций в космосе встык друг к другу.

В устройстве известного космического аппарата новым является то, что солнечные элементы размещены на двух прямоугольных солнечных батареях, каждая из которых шарнирно присоединена к одной из секций антенной фазированной решетки. Шарнирное соединение солнечных батарей с секциями антенной фазированной решетки выполнено с обеспечением возможности их размещения между секциями антенной фазированной решетки при выведении космического аппарата на орбиту и развертывания солнечных батарей в космосе.

Каркас каждой секции антенной фазированной решетки выполнен в виде рамы с прямоугольным контуром, соединенным с поперечными силовыми элементами, при этом приемопередающие блоки размещены в проемах рам каркасов.

Секции антенной фазированной решетки дополнительно снабжены системами терморегулирования, включающими артериальные тепловые трубы, размещенные внутри передних обшивок секций антенной фазированной решетки. Артериальные тепловые трубы термически соединены с устройством отвода тепловой энергии в космическое пространство.

Каждая секция антенной фазированной решетки снабжена аппаратурной платформой, установленной с тыльной стороны секции антенной фазированной решетки с зазором относительно рамы каркаса. Аппаратурные платформы закреплены на контуре рамы каркаса, при этом бортовая служебная аппаратура размещена в зазоре между аппаратурными платформами и рамами каркаса и закреплена на внутренних сторонах аппаратурных платформ. Внешние поверхности аппаратурных платформ выполнены в виде радиаторов-излучателей.

Кроме того, в заявляемом устройстве космического аппарата новым является то, что системы терморегулирования секций антенных фазированных решеток могут быть снабжены коллекторными тепловыми трубами, размещенными на тыльных сторонах передних обшивок вблизи одной из сторон рам, а артериальные тепловые трубы размещены перпендикулярно указанным сторонам рам с обеспечением возможности теплового контакта с коллекторными тепловыми трубами.

Кроме того, в заявляемом устройстве космического аппарата новым является то, что системы терморегулирования секций антенных фазированных решеток могут быть снабжены испарительными тепловыми трубами, термически соединенными с коллекторными тепловыми трубами и с устройством отвода тепловой энергии в космическое пространство.

Кроме того, в заявляемом устройстве космического аппарата новым является то, что испарительные тепловые трубы термически могут быть соединены с аппаратурными платформами.

Кроме того, в заявляемом устройстве космического аппарата новым является то, что устройство отвода тепловой энергии в космическое пространство может быть выполнено в виде дополнительного радиатора-излучателя, термически соединенного с испарительной тепловой трубой.

Дополнительный радиатор-излучатель в заявляемом космическом аппарате может быть размещен вдоль торца рамы каркаса, по крайней мере, одной из секций антенной фазированной решетки. Дополнительный радиатор-излучатель может быть также размещен на тыльной стороне рамы каркаса, по крайней мере, одной из секций антенной фазированной решетки.

Кроме того, в заявляемом устройстве космического аппарата новым является то, что секции антенной фазированной решетки могут быть дополнительно снабжены задними обшивками, соединенными с рамами каркасов секций антенных фазированных решеток, при этом, по крайней мере, часть поверхности задних обшивок может быть выполнена в виде дополнительного радиатора-излучателя.

Указанная техническая задача заявляемым устройством секции антенной фазированной решетки решается следующим образом.

В известном устройстве секции антенной фазированной решетки, содержащей выполненный в форме прямоугольной рамы каркас, включающий поперечные силовые элементы и контур, выполненные из швеллеров, установленную на каркасе переднюю обшивку, модули антенной фазированной решетки и средства терморегулирования, новым является то, что каркас выполнен из швеллеров прямоугольного закрытого профиля, снабженного дополнительной внутренней перемычкой, расположенной вблизи середины высоты профиля.

Кроме того, в заявляемом устройстве антенной фазированной решетки новым является то, что передняя обшивка составлена из двух трехслойных панелей, между которыми помещен слой экранно-вакуумной теплоизоляции. Несущие слои наружной панели выполнены из углепластика, ее заполнитель выполнен в виде сот из неметаллического материала, а несущие слои внутренней панели и ее заполнитель, выполненный в виде сот, выполнены из алюминиевого сплава. Кроме того, панели обшивки закреплены на внутренних перемычках швеллеров каркаса элементами крепления, выполненными из материала с низким коэффициентом теплопроводности. Модули антенной фазированной решетки выполнены из излучателей, установленных на наружной панели, и приемо-передающих блоков, установленных на внутренней панели передней обшивки в проемах рамы каркаса. Упомянутые средства терморегулирования в заявляемом устройстве секции антенной фазированной решетки выполнены в виде тепловых труб, пропущенных внутри заполнителя внутренней панели.

Заявляемое устройство космического аппарата позволяет разработать космический аппарат с системой энергоснабжения, позволяющей генерировать значительную по мощности энергию, что достигается размещением солнечных элементов на панелях солнечных батарей. При этом предлагаемое размещение панелей солнечных батарей на этапе выведения в космическое пространство между секциями антенной фазированной решетки позволяет удобно разместить панели солнечных батарей большой площади внутри обтекателя ракетоносителя.

Высокая геометрическая стабильность антенной фазированной решетки обеспечивается выполнением жесткого каркаса секций в виде рамы в сочетании с введением в состав секций системы терморегулирования, включающей артериальные тепловые трубы.

Артериальные тепловые трубы, пропущенные внутри передних обшивок секций антенных фазированных решеток, в сочетании с размещением приемопередающих блоков на тыльной поверхности передних обшивок, а их излучателей на внешних их поверхностях обеспечивают эффективный съем тепловой энергии как от приемопередающих блоков и излучателей, так и от лицевой поверхности передней обшивки, которая может нагреваться на некоторых этапах полета от солнечного излучения и от излучения Земли.

Рама каркаса, которую целесообразно выполнять из хорошо теплопроводящего материала, позволяет при этом обеспечить эффективное выравнивание температурного поля по всей антенной фазированной решетке.

Предлагаемое размещение бортовой служебной аппаратуры на аппаратурных платформах способствует разработке космического аппарата небольшой массы, так как обеспечивает размещение бортовой служебной аппаратуры на одной стороне платформы, при этом другая сторона аппаратурной платформы используется для сброса тепловой энергии в космическое пространство.

Заявляемое устройство космического аппарата предоставляет широкие возможности для сброса тепловой энергии от секций антенной фазированной решетки в космическое пространство.

Артериальные тепловые трубы могут быть термически соединены с радиатором-излучателем, размещенным на внешней стороне аппаратурных платформ, что целесообразно выполнять при небольших габаритах секций антенной фазированной решетки и при небольших объемах тепловыделения в модулях антенной фазированной решетки.

При значительных объемах тепловыделения в модулях антенной фазированной решетки космический аппарат может быть дополнительно снабжен дополнительными радиаторами-излучателями. Размещение дополнительных радиаторов-излучателей во многом зависит от характера орбиты, на которой работает космический аппарат, что определяет положение космического аппарата относительно Солнца. В зависимости от этого дополнительные радиаторы-излучатели могут быть размещены по торцам рам каркасов секций антенных фазированных решеток или на тыльной стороне рам каркасов.

В некоторых случаях секции антенной фазированной решетки могут быть снабжены задними обшивками, при этом часть их поверхности может быть использована в качестве дополнительного радиатора-излучателя.

Эффективную передача тепла от приемопередающих блоков наиболее целесообразно осуществить посредством системы тепловых труб. Термическое соединение артериальных тепловых труб со средством отвода тепловой энергии в космическое пространство может быть осуществлено посредством коллекторных тепловых труб, термически соединенных с испарительными тепловыми трубами.

Совокупность заявляемых признаков решения секции антенной фазированной решетки позволяет разработать конструкцию секции с небольшой массой и высокой стабильностью геометрических параметров в условиях космического полета.

Заявляемое решение передней обшивки секции антенной фазированной решетки предусматривает ее выполнение из двух трехслойных панелей, причем наружная выполняется из углепластика с неметаллическим заполнителем, а внутренняя - из алюминиевого сплава. Такое решение позволяет решать секции антенной фазированной решетки разнородные задачи различными функциональными элементами: высокая размеростабильность конструкции обеспечивается выполнением наружной панели из углепластика с заполнителем из неметаллического материала, а задачу по восприятию инерционных нагрузок от приемопередающих блоков решить за счет использования трехслойной внутренней панели из алюминиевого сплава.

Наличие слоя экранно-вакуумной теплоизоляции между панелями передней обшивки в сочетании с размещением тепловых труб внутри заполнителя внутренней панели - сот из алюминиевого сплава, решающих задачу отвода тепла от приемопередающих блоков, обеспечивает минимизацию теплового потока от приемопередающих модулей к наружной панели передней обшивки, что снижает градиент температурного поля по поверхности наружной панели и уменьшает ее тепловые деформации.

В снижении тепловых градиентов по конструкции секции важную роль играет и каркас секции. Его выполнение из швеллера прямоугольного сечения, профиль которого снабжен внутренней перемычкой, обеспечивает эффективное выравнивание температур по всей конструкции, что снижает воздействие каркаса на наружную панель. Крепление панелей передней обшивки к внутренним перемычкам, размещенным посередине высоты профилей, позволяет практически избежать деформации кручения и изгиба каркаса за счет теплового потока на силовые элементы рам каркаса от панелей передней обшивки. Этому способствует и закрепление панелей передней обшивки секции на силовых элементах каркаса элементами крепления, выполненными из материала с низким коэффициентом теплопроводности.

Заявляемые технические решения иллюстрируются следующими материалами:

фиг.1 - вид на космический аппарат со сложенными секциями антенной фазированной решетки и солнечными батареями под головным обтекателем ракетоносителя при выведении космического аппарата на орбиту;

фиг.2 - общий вид космического аппарата после выведения на орбиту (секции антенной фазированной решетки и солнечные батареи разложены),

фиг.3 - вид на космический аппарат спереди,

фиг.4 - вид на космический аппарат по стрелке А с фиг.3,

фиг.5 - вид на космический аппарат по стрелке Б с фиг.3,

фиг.6 - общий вид каркаса секции антенной фазированной решетки,

фиг.7 - структурная схема системы терморегулирования космического аппарата,

фиг.8 - структурная схема слоев передней обшивки секции антенной фазированной решетки,

фиг.9 - разрез передней обшивки по зоне контакта артериальной тепловой трубы с приемопередающими блоками;

фиг.10 - разрез передней панели в месте ее соединения с каркасом.

Заявляемый космический аппарат устроен следующим образом.

Заявляемый космический аппарат содержит антенную фазированную решетку, состоящую из двух секций 1, бортовую служебную аппаратуру 2, солнечные элементы, размещенные на солнечных батареях 3, топливную систему с топливным баком 4.

Антенная фазированная решетка выполнена в виде двух плоских прямоугольных секций 1. Секции шарнирно соединены друг с другом с помощью механизма развертывания 5 антенной фазированной решетки.

Каждая секция снабжена передней обшивкой 6, установленной на каркасе 7 (см. фиг.6), модулями антенной фазированной решетки, включающими излучатели 8, размещенные на лицевых сторонах передних обшивок 6, и приемопередающие блоки 9, размещенные на тыльных сторонах передних обшивок (см. фиг.9 и 10).

Каркас каждой секции антенной фазированной решетки выполнен в виде рамы с прямоугольным контуром 10, соединенным с поперечными силовыми элементами 11 (см. фиг.6). При этом приемопередающие блоки размещены в проемах рамы каркаса.

Каркасы секций антенной фазированной решетки являются одним из основных элементов силовой схемы всего космического аппарата, наличие в составе каркаса рамы, как будет раскрыто ниже, дает возможность решить несколько задач по оптимизации конструктивно-компоновочной схемы космического аппарата.

Шарнирное соединение секций антенной фазированной решетки друг с другом выполнено с обеспечением возможности складывания секций лицевыми сторонами друг к другу при выведении космического аппарата на орбиту (см. фиг.1) и развертывания секций в космосе встык друг к другу (см. фиг.2). При этом после выведения космического аппарата на орбиту секции антенной фазированной решетки стыкуются заподлицо друг с другом по одной из своих сторон с образованием единого полотна антенной фазированной решетки.

Включение в состав каркаса рамы позволяет решить несколько задач.

Во-первых, сами рамы, а также их торцы удобно использовать как силовой элемент для крепления различных элементов космического аппарата. Указанные выше механизмы развертывания секций антенной фазированной решетки также целесообразно закрепить на торцах рам каркасов.

Во-вторых, закрепляя передние обшивки секций антенной фазированной решетки на контуре рам каркаса, а также на поперечных силовых элементах каркаса, рамы могут быть использованы как теплопроводящие элементы для выравнивания перепадав температур по поверхности антенной фазированной решетки.

Как указывалось выше, солнечные элементы заявляемого устройства космического аппарата размещаются на двух прямоугольных солнечных батареях 3. Каждая из панелей солнечной батареи шарнирно присоединена к одной из секций антенной фазированной решетки. Шарнирное соединение солнечных батарей с секциями антенной фазированной решетки выполнено с обеспечением возможности их размещения между секциями антенной фазированной решетки при выведении космического аппарата на орбиту и развертывания солнечных батарей в космосе. Панели солнечных батарей при этом целесообразно закреплять к сторонам секций антенной фазированной решетки, оппозиционным по отношению к сторонам, по которым секции антенной фазированной решетки стыкуются друг с другом.

Панели солнечных батарей закрепляются на секциях антенной фазированной решетки с помощью приводов 12. Привод 12 целесообразно выполнить при этом не только с обеспечением возможности развертывания панелей солнечных батарей в космосе, но и с обеспечением возможности их поворота при движении по орбите искусственного спутника Земли.

Как и механизм развертывания секций антенной фазированной решетки, приводы панелей солнечных батарей также целесообразно разместить на раме каркаса.

Заявляемое устройство космического аппарата отличается снабжением секций антенной фазированной решетки системами терморегулирования. Необходимость включения в состав секций антенной фазированной решетки системы терморегулирования объясняется значительным тепловыделением приемопередающих блоков и высокими требованиями по стабильности геометрических размеров антенной фазированной решетки, что требует, кроме эффективного отвода избыточной тепловой энергии в космическое пространство, минимизации перепадов температуры по поверхности антенной фазированной решетки.

Системы терморегулирования секций антенной фазированной решетки включают артериальные тепловые трубы 18, размещенные внутри передних обшивок секций антенной фазированной решетки (см. фиг.9). Артериальные тепловые трубы термически соединены с устройством отвода тепловой энергии, который обеспечивает сброс избыточной тепловой энергии в космическое пространство.

Достижению оптимальных массовых параметров космического аппарата в сочетании с обеспечением оптимального температурного режима их работы способствует и снабжение каждой секции антенной фазированной решетки аппаратурной платформой 13. Аппаратурные платформы 13 установлены с тыльной стороны секций антенной фазированной решетки с зазором относительно рамы каркаса и закреплены на торце ее контура. Аппаратурные платформы при этом могут быть закреплены на торцах рамы каркаса с использованием наклонных тяг 14 и кронштейнов 15. Аппаратурные платформы целесообразно при этом расположить параллельно рамам каркаса секций антенной фазированной решетки.

Бортовая служебная аппаратура 2 размещена в зазоре между аппаратурными платформами и рамами каркаса и закреплена на внутренних сторонах аппаратурных платформ, а внешние поверхности аппаратурных платформ при этом целесообразно выполнить в виде радиаторов-излучателей.

Системы терморегулирования секций терморегулирования секций антенных фазированных решеток целесообразно снабдить коллекторными тепловыми трубами 19 (см. фиг.7, 10). При этом коллекторные тепловые трубы 19 целесообразно разместить на тыльных сторонах передних обшивок вблизи одной из сторон контура рам, а артериальные тепловые трубы 18 разместить внутри передних обшивок секций антенной фазированной решетки перпендикулярно указанным сторонам рам с обеспечением возможности теплового контакта с коллекторными тепловыми трубами. В некоторых случаях коллекторные тепловые трубы удобно выполнять в виде двух спаренных параллельных тепловых труб, как показано на фиг.10.

Кроме того, системы терморегулирования секций антенных фазированных решеток целесообразно снабдить испарительными тепловыми трубами 20, термически соединенными с коллекторными тепловыми трубами и с устройством отвода тепловой энергии в космическое пространство (см. фиг.7, 10).

В качестве устройства отвода тепловой энергии в космическое пространство могут быть использованы аппаратурные платформы. В этом случае испарительные тепловые трубы необходимо термически соединить с аппаратурными платформами, отвод тепловой энергии от передней обшивки секций антенной фазированной решетки производится при этом с использованием внешней поверхности аппаратурной платформы 13, выполненной, как указывалось выше, в виде радиатора-излучателя.

В качестве устройства отвода тепловой энергии в космическое пространство могут быть использованы также дополнительные радиаторы-излучатели 21. В этом случае дополнительные радиаторы-излучатели термически соединяются с испарительными тепловыми трубами (см. фиг.7).

Дополнительный радиатор-излучатель 21 может быть размещен вдоль торца рамы каркаса, по крайней мере, одной из секций антенной фазированной решетки.

Дополнительный радиатор-излучатель может быть также размещен на тыльной стороне рамы каркаса, по крайней мере, одной из секций антенной фазированной решетки.

Дополнительный радиатор-излучатель может быть размещен также на тыльной стороне секций антенных фазированных решеток, при этом секции антенных фазированных решеток должны быть дополнительно снабжены задними обшивками, соединенными с рамами каркасов секций антенных фазированных решеток, при этом, по крайней мере, часть поверхности задних обшивок может быть выполнена в виде дополнительного радиатора-излучателя. Задние обшивки, не показанные на чертежах, могут располагаться параллельно передним обшивкам и закрепляться на противоположной стороне рамы каркаса.

Для обеспечения теплоизоляции всего космического аппарата секции антенной фазированной решетки целесообразно закрыть экранно-вакуумной теплоизоляцией 37 с торцов рамы каркаса и с тыльной стороны каркаса (см. фиг.10).

Как указывалось выше, космический аппарат снабжен топливной системой, включающей топливный бак 4. Кроме того, топливная система может включать баллоны 22 со сжатым газом, двигатель коррекции 23, двигатели ориентации 16. Топливный бак 4 может быть размещен на одной из секций антенной фазированной решетки. При этом его целесообразно выполнить сферической формы, а разместить вблизи стыка секций антенной фазированной решетки друг с другом в развернутом положении, как показано на фиг.4, причем на другой секции антенной фазированной решетки вблизи указанного стыка секций могут быть размещены баллоны 22 со сжатым газом.

Такое размещение топливного бака 4 и баллонов 22 со сжатым газом обеспечивает их близкое размещение к центру масс космического аппарата и минимизирует изменение положения центра масс космического аппарата по мере выработки расходуемых компонентов. Снижению возмущающих воздействий может служить и размещение двигателя коррекции 23 непосредственно на топливном баке 4.

Как указывалось выше, контур рамы каркаса - один из основных силовых элементов конструкции, предоставляет значительные преимущества по размещению элементов космического аппарата. В частности, на торцах рам каркасов могут быть размещены двигатели системы ориентации 16 космического аппарата. Торцы рам каркасов могут быть использованы для крепления топливного бака 4 через элементы крепления 17. Кроме того, на торцах рам каркасов могут быть размещены датчики 34 системы ориентации космического аппарата и антенны 33 связи.

Заявляемая секция антенной фазированной решетки устроена следующим образом.

Секция антенной фазированной решетки содержит каркас 7. Каркас выполнен (см. фиг.6) в форме прямоугольной рамы. Каркас включает поперечные силовые элементы 11 и контур 10. Поперечные силовые элементы и контур выполнены из швеллеров. Каркас заявляемого решения выполнен из швеллеров прямоугольного закрытого профиля (см. фиг.10). Швеллера каркаса снабжены дополнительной внутренней перемычкой 24, расположенной вблизи середины высоты профиля.

Кроме того, секция антенной фазированной решетки содержит установленную на каркасе переднюю обшивку 6, модули антенной фазированной решетки и средства терморегулирования.

Передняя обшивка секции антенной фазированной решетки составлена (см. фиг.8) из двух трехслойных панелей: наружной - 25 и внутренней - 26. Между наружной панелью и внутренней помещен слой 27 экранно-вакуумной теплоизоляции.

Несущие слои 29 наружной 25 панели выполнены из углепластика, ее заполнитель выполнен в виде сот 30 из неметаллического материала, а несущие слои 31 внутренней 26 панели и ее заполнитель, выполненный в виде сот 32, выполнены из алюминиевого сплава.

Панели обшивки закреплены (см. фиг.10) на внутренних перемычках 24 швеллеров каркаса элементами крепления 28. Элементы крепления целесообразно выполнять из материала с низким коэффициентом теплопроводности, в качестве которого может быть выбран, например, титан. Как показано на фиг.10, элементы крепления передней обшивки к каркасу могут быть выполнены в виде болтового соединения.

Модули антенной фазированной решетки выполнены из излучателей 8, установленных на наружной панели с помощью элементов крепления 35, и приемопередающих блоков 9, установленных на внутренней панели передней обшивки в проемах рамы каркаса с использованием элементов крепления 36.

Средства терморегулирования передней обшивки выполнены в виде артериальных тепловых труб 18, пропущенных внутри заполнителя 32 внутренней панели 26 (см. фиг.9). Артериальные тепловые трубы размещены внутри заполнителя внутренней панели с обеспечением теплового контакта с несущими слоями внутренней панели.

Заявляемый космический аппарат работает следующим образом.

Космический аппарат выводится на орбиту в сложенном положении. При этом секции антенной фазированной решетки сложены лицевыми сторонами друг к другу с образованием между ними зазора, достаточного для размещения между секциями антенной фазированной решетки панелей солнечных батарей. Тыльные стороны секций антенной фазированной решетки с аппаратурными платформами при этом обращены наружу от сложенного космического аппарата. Такое решение космического аппарата в сложенном положении обеспечивает его компактное размещение под головным обтекателем ракетоносителя.

Инерционные нагрузки от бортовой аппаратуры при этом воспринимаются аппаратурными платформами и передаются на контур рам каркасов секций антенной фазированной решетки. Кроме этого, контурами рам каркасов воспринимаются и инерционные нагрузки от передних обшивок секций антенной фазированной решетки и расположенных на них модулей, а также от элементов космического аппарата, расположенных на торцах рам каркасов, включая панели солнечных батарей. По контуру рам каркасов инерционные нагрузки передаются на конструкцию ракетоносителя. Предлагаемое устройство космического аппарата позволяет разместить основные элементы космического аппарата на небольшом плече относительно каркаса, что снижает нагрузки на конструкцию.

После выведения космического аппарата на орбиту сначала механизм развертывания разворачивает секции антенной фазированной решетки. С