Космическая платформа

Космическая платформа

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к изделиям космической техники, а более конкретно к космическим платформам, и может быть использовано при создании космических аппаратов различного назначения.

Развитие космической техники на современном этапе характеризуется созданием космических аппаратов различного назначения на базе унифицированных космических платформ, что позволяет снизить стоимость разработки и изготовления космических аппаратов и уменьшить сроки их создания.

Космическая платформа представляет собой несущую конструкцию, снабженную служебными системами и оборудованную устройствами для размещения на ней полезной нагрузки различного целевого назначения. Служебными системами являются системы, общие для космических аппаратов различного назначения, а именно: система электроснабжения, система ориентации и стабилизации, бортовой комплекс управления, двигательная установка и т.д. Полезной нагрузкой являются приборы и устройства, обеспечивающие решение целевых задач конкретного космического аппарата, а именно: оптическое, радиолокационное, телекоммуникационное оборудование и т.д. Под несущей способностью космической платформы понимаются масса и объем полезной нагрузки, которая может быть установлена на космическую платформу. На практике несущая способность современных космических платформ достигает 100%, т.е. масса и объем космической платформы примерно равны массе и объему размещаемой на космической платформе полезной нагрузки.

Известна космическая платформа бескорпусной конструкции, содержащая плоскую (несущую) панель, с одной стороны которой установлены отдельные модули служебных систем, в том числе приборный модуль, модуль системы электроснабжения и модуль двигательной установки, а с другой стороны размещены элементы крепления модуля целевой полезной нагрузки и отдельных приборов целевого назначения (см., например, «Новости космонавтики» №4, апрель 2007 г., стр.38).

Недостатками данной космической платформы являются

- сложность закрепления и демпфирования космической платформы и космического аппарата, создаваемого на ее базе, при наземной эксплуатации (перевозка в транспортировочном контейнере, установка на технологические подставки, кантователи, такелажные операции) и в полете в составе ракеты-носителя (увеличенная масса конструкции адаптера (переходного устройства между космической платформой и ракетой-носителем), связанная с необходимостью размещения опорных и такелажных элементов исключительно на плоской (несущей) панели, с обеих сторон которой установлены отдельные модули;

- затрудненный доступ обслуживающего персонала к модулям служебных систем при наземной подготовке, обусловленный установкой космической платформы плоской (несущей) панелью на опорные стойки агрегатов наземного оборудования;

- переразмеренность (увеличение) массы собственно конструкции космической платформы ввиду размещения служебных систем в отдельных модулях, крепящихся к общей плоской (несущей) панели.

Известна также космическая платформа, содержащая каркас, выполненный в форме параллелепипеда, с установленными на каркасе боковыми, верхней и нижней панелями, шарнирно закрепленными на каркасе солнечными батареями, содержащими корневые и концевые секции, приборами служебных систем, закрепленными на каркасе и размещенными внутри каркаса, штангой гравитационного устройства, установленной вне каркаса на верхней панели, элементами крепления модуля полезной нагрузки рамной конструкции, узлами соединения каркаса с системой отделения, закрепленными на нижней и одной из боковых плат (см., например, «Новости космонавтики» №7, июль 2005 г., стр.48). Данная космическая платформа фактически представляет собой несущий служебный модуль, предназначенный для установки на него модуля полезной нагрузки.

При этом недостатками данной космической платформы являются

- переразмеренность (увеличение массы) космического аппарата, создаваемого на базе данной космической платформы, ввиду исполнения его несущей конструкции по принципу отдельных модулей;

- влияние магнитного поля, создаваемого электромагнитными устройствами системы ориентации и стабилизации, на показания магнитометра (обусловлено тем, что указанные устройства входят в состав служебных систем и размещаются в служебном модуле), приводящее к искажению результатов замеров;

- подзаряд бортовых химических батарей служебной системы электроснабжения от солнечных батарей не постоянен и зависит от ориентации солнечных батарей на Солнце;

- увеличение массы космической платформы в связи с необходимостью установки на ней устройств радиационной и тепловой защиты приборов служебных систем;

- размещение приборов полезной нагрузки в модуле полезной нагрузки рамной конструкции не обеспечивает защиту их от радиационного воздействия (прохождение радиационных поясов Земли, вспышки на Солнце), а в ряде случаев и требуемый температурный режим функционирования.

Задачей (целью) предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей (подзаряд бортовых химических батарей от солнечных батарей при ориентации на Солнце космической платформы любой боковой панелью, тепловая и радиационная защита приборов полезной нагрузки) и улучшение эксплуатационных характеристик (уменьшение массы конструкции космической платформы, снижение влияния магнитного поля, создаваемого электромагнитными устройствами системы ориентации и стабилизации, на показания магнитометра) космической платформы.

Поставленная цель в предлагаемом устройстве достигается тем, что внутрикаркасное пространство разделяется промежуточной панелью, размещаемой между нижней и верхней панелями и закрепляемой на каркасе, соответственно на отсек служебных систем и отсек полезной нагрузки, а установленные в отсеке служебных систем электромагнитные устройства системы ориентации и стабилизации закрепляются на нижней панели со стороны каркаса. Магнитометр закрепляется на верхней панели вне каркаса. Боковые панели связываются с каркасом посредством шарниров и снабжаются закрепленными на них со стороны каркаса внутри отсека полезной нагрузки элементами крепления полезной нагрузки. Шарниры поворота корневых секций солнечных батарей размещаются на каркасе со стороны боковых панелей, не содержащих узлов соединения каркаса с системой отделения. Корневые и концевые секции солнечных батарей снабжаются ограничителями их взаимного поворота на угол, не превышающий 270°, причем суммарная длина двух пар корневых и концевых секций солнечных батарей в проекции на горизонтальную плоскость превышает суммарную длину торцевых ребер каркаса, размещенных со стороны боковых панелей, не содержащих узлов соединения каркаса с системой отделения. На боковую панель, содержащую узлы соединения каркаса с системой отделения, наклеиваются тонкопленочные фотопреобразователи. Высота корневых и концевых секций солнечных батарей не превышает высоту отсека служебных систем. Боковые панели содержат поворотные фрагменты, установленные в зоне отсека полезной нагрузки и снабженные приводами раскрытия. Боковые панели выполняются разъемными и состоящими из двух секций, при этом линии разъема проходят по промежуточной панели.

Предлагаемое устройство поясняется на фиг.1-6.

На фиг.1 показан общий вид предлагаемой космической платформы в нерабочем (транспортном) положении.

На фиг.2 представлен вид А согласно фиг.1.

На фиг.3 изображен вид Б согласно фиг.1 (при нахождении солнечных батарей в рабочем положении).

На фиг.4 показана объемная модель предлагаемой космической платформы перед установкой на нее полезной нагрузки.

На фиг.5 представлена объемная модель предлагаемой космической платформы после установки на нее полезной нагрузки.

На фиг.6 изображена объемная модель космического аппарата на базе предлагаемой космической платформы в рабочем положении (на орбите Земли).

Предлагаемое устройство (космическая платформа) содержит каркас 1 (фиг.1), выполненный в форме параллелепипеда, с установленными на каркасе 1 боковыми 2, верхней 3 и нижней 4 панелями. На каркасе 1 посредством шарниров 5 установлены солнечные батареи 6, содержащие корневые 7 (фиг.3, 6) и концевые 8 секции. Вне каркаса 1 на верхней панели 3 установлена штанга гравитационного устройства 9 (фиг.1). На каркасе 1 со стороны нижней 4 и одной из боковых панелей 2 закреплены (элементы крепления условно не показаны) узлы соединения 10 (каркаса 1) с системой отделения (условно не показана). Внутрикаркасное пространство разделено промежуточной панелью 11 (фиг.4, 5), размещенной между нижней 4 и верхней 3 панелями и закрепленной (элементы крепления условно не показаны) на каркасе 1, соответственно на отсек служебных систем 12 (фиг.2) и отсек полезной нагрузки 13 (фиг.4, 5). При этом объем отсека служебных систем 12 принимается примерно равным объему отсека полезной нагрузки 13. Установленные в отсеке служебных систем 12 электромагнитные устройства системы ориентации и стабилизации 14 (фиг.2) закреплены (элементы крепления условно не показаны) на нижней панели 4 со стороны каркаса 1. Магнитометр 15 (фиг.1, 4) закреплен (элементы крепления условно не показаны) на верхней панели 3 вне каркаса 1. Боковые панели 2 связаны с каркасом 1 посредством шарниров 16 (фиг.1) и снабжены установленными на них со стороны каркаса 1 внутри отсека полезной нагрузки 13 элементами крепления полезной нагрузки 17 (фиг.4). Шарниры 5 поворота корневых секций 7 солнечных батарей 6 размещены на каркасе 1 со стороны боковых панелей 2, не содержащих узлов соединения 10 каркаса 1 с системой отделения (условно не показана). Корневые 7 и концевые 8 секции солнечных батарей 6 снабжены ограничителями их взаимного поворота 18 (фиг.3) на угол, не превышающий 270°. Суммарная длина двух пар корневых 7 и концевых 8 секций солнечных батарей 6 в проекции на горизонтальную плоскость превышает суммарную длину торцевых ребер 19 (фиг.2) каркаса 1, размещенных со стороны боковых панелей 2, не содержащих узлов соединения 10 каркаса 1 с системой отделения (условно не показана). На боковую панель 2, содержащую узлы соединения 10 каркаса 1 с системой отделения (условно не показана), наклеены тонкопленочные фотопреобразователи 20 (фиг.1, 4). Высота корневых 7 и концевых 8 секций солнечных батарей 6 не превышает высоту отсека служебных систем 12. Боковые панели 2 содержат поворотные фрагменты 21 (фиг.1, 6), установленные в зоне отсека полезной нагрузки 13 и снабженные приводами раскрытия 22 (фиг.4, 5). Боковые панели 2 выполнены разъемными, состоящими из двух секций 23 (фиг.1) и 24, при этом линии разъема проходят по промежуточной панели 11.

Сборка космической платформы на заводе-изготовителе проводится при вертикальном положении каркаса 1 в следующей технологической последовательности.

Боковые панели 2 открепляются (элементы крепления условно не показаны) от каркаса 1 и поворачиваются на шарнирах 16. Элементы служебных систем (условно не показаны) устанавливаются в отсеке служебных систем 12 и крепятся к каркасу 1. При этом электромагнитные устройства системы ориентации и стабилизации 14 закрепляются (элементы крепления условно не показаны) на нижней панели 4 со стороны каркаса 1, а магнитометр 15 закрепляется (элементы крепления условно не показаны) на верхней панели 3 вне каркаса 1. Затем закрываются боковые панели 2 и крепятся (элементы крепления условно не показаны) к каркасу 1. После этого устанавливаются солнечные батареи 6. Тем самым космическая платформа подготовлена (фиг.1, 2) к ее оснащению полезной нагрузкой.

Оснащение полезной нагрузкой космического аппарата, созданного на базе предлагаемой космической платформы, производится либо на заводе-изготовителе космической платформы, либо на заводе-изготовителе полезной нагрузки.

При этом демонтируются фиксаторы 25 (фиг.1) и секции 23 боковых панелей 2, закрывающие отсек полезной нагрузки 13, поворачиваются (фиг.4) на шарнирах 16. Затем на поворотные фрагменты 21 устанавливаются приборы 26 (фиг.5, 6) из состава полезной нагрузки космического аппарата и крепятся к ним посредством элементов крепления полезной нагрузки 17. После этого секции 23 переводятся в исходное положение и крепятся (элементы крепления условно не показаны) к каркасу 1. Возможна также установка отдельных элементов (условно не показаны) полезной нагрузки на боковых панелях 2 вне поворотных фрагментов 21 или снаружи каркаса 1 на верхней панели 3, или внутри каркаса 1 с креплением (элементы крепления условно не показаны) непосредственно к каркасу 1. В ряде случаев при наземной подготовке целесообразно проводить одновременное открытие секций 23 и 24 боковых панелей 2 (выполняется при установленных фиксаторах 25).

После выведения на орбиту функционирования космического аппарата, созданного на базе предлагаемой космической платформы, производится ориентация космической платформы в пространстве и раскрытие корневых 7 и концевых 8 секций солнечных батарей 6.

Ориентация обеспечивается путем выдвижения (фиг.6) штанги гравитационного устройства 9.

Производится расфиксация (элементы фиксации условно не показаны) двух пар корневых 7 и концевых 8 секций солнечных батарей 6 и их раскрытие с использованием электроприводов (условно не показаны). Взаимное раскрытие корневых 7 и концевых 8 секций солнечных батарей 6 проводится на угол, не превышающий 270°, что обеспечивается установкой на корневых 7 и концевых 8 секциях ограничителей поворота 18. При этом две пары корневых 7 и концевых 8 секций охватывают (фиг.3, 6) «коробочкой» боковые панели 2 (космической платформы), не содержащие узлы соединения 10 (каркаса 1 с системой отделения). Данный охват обеспечивается тем, что суммарная длина двух пар корневых 7 и концевых 8 секций солнечных батарей 6 в проекции на горизонтальную плоскость превышает суммарную длину торцевых ребер 19 каркаса 1, размещенных со стороны боковых панелей 2, не содержащих узлов соединения 10 (каркаса 1 с системой отделения), и выбором соответствующего угла поворота корневых 7 секций относительно каркаса 1. С учетом установки на боковую панель 2, содержащую узлы соединения 10 (каркаса 1 с системой отделения), тонкопленочных фотопреобразователей 20 обеспечивается полный охват космической платформы (в зоне отсека служебных систем 12) со стороны боковых панелей 2 солнечными батареями 6 и тонкопленочными фотопреобразователями 20. Тем самым при любом угловом положении (вне зависимости от ориентации на Солнце) космической платформы относительно ее продольной оси будет обеспечиваться постоянный подзаряд бортовых химических батарей (условно не показаны) служебной системы электроснабжения космической платформы от солнечных батарей 6 и тонкопленочных фотопреобразователей 20.

Затем проводится подготовка полезной нагрузки к работе и перевод ее в рабочее положение. Для этого при помощи приводов раскрытия 22 поворотные фрагменты 21, установленные на боковых панелях 2 (в зоне отсека полезной нагрузки 13), разворачиваются на шарнирах 27 (фиг.6) приборами 26, входящими в состав полезной нагрузки, наружу (каркаса 1). При прохождении радиационных поясов, либо при наличии вспышек на Солнце, либо недопустимом тепловом воздействии при помощи приводов раскрытия 22 поворотные фрагменты 21, установленные на боковых панелях 2 (в зоне отсека полезной нагрузки 13) разворачиваются (на шарнирах 27) приборами 26, входящими в состав полезной нагрузки, внутрь каркаса 1. При прекращении действия данных факторов полезная нагрузка вновь переводится в рабочее положение.

Использование предлагаемого устройства за счет установки тонкопленочных фотопреобразователей 20 на одной из боковых панелей 2 и раскрытия корневых 7 и концевых 8 секций солнечных батарей 6 с охватом остальных боковых панелей 2 позволяет проводить постоянный подзаряд бортовых химических батарей (условно не показаны) служебной системы электроснабжения космической платформы от солнечных батарей 6 и тонкопленочных фотопреобразователей 20 вне зависимости от ориентации космической платформы 6 на Солнце. Это обеспечивает возможность равномерного энергопотребления полезной нагрузки, что продлевает ресурс ее работы и увеличивает объем снимаемой информации. Кроме того, раскрытие корневых 7 и концевых 8 секций солнечных батарей 6 предлагаемой космической платформы «коробочкой», в ряде случаев, является мерой обеспечения радиационной и тепловой защиты (в первую очередь отсека служебных систем 12).

Проведенные расчеты показали, что размещение полезной нагрузки в одном каркасе со служебными системами, позволяет уменьшить массу несущей конструкции космического аппарата, создаваемого на базе предложенной космической платформы, на 15-20%.

Установка магнитометра на верхней панели вне каркаса позволяет за счет размещения магнитометра на максимально возможном удалении от электромагнитных устройств системы ориентации и стабилизации снизить влияние магнитного поля, создаваемого электромагнитными устройствами системы ориентации и стабилизации, на показания магнитометра. При этом учитывая, что уровень магнитного поля обратно пропорционален кубу расстояния между взаимодействующими объектами, то при одинаковой высоте отсека полезной нагрузки и отсека служебных систем влияние магнитного поля, создаваемого электромагнитными устройствами системы ориентации и стабилизации, на показания магнитометра уменьшится в восемь раз. Это повысит достоверность информации, снимаемой с магнитометра, и позволит обеспечить более точную ориентацию космической платформы на Землю.

Установка полезной нагрузки на поворотных фрагментах, шарнирно закрепленных на боковых панелях и снабженных приводами раскрытия, обеспечивает защиту всей полезной нагрузки от радиационного воздействия при прохождении космическим аппаратом, создаваемым на базе предлагаемой космической платформы, радиационных поясов Земли или при вспышках на Солнце, а в ряде случаев и требуемый температурный режим функционирования.

При этом, как показали проведенные расчеты, предлагаемое техническое решение позволяет снизить на 20-30%, по сравнению с прототипом, массу устройств радиационной и тепловой защиты полезной нагрузки.

Следует также отметить, что размещение полезной нагрузки космического аппарата, создаваемого на базе предлагаемой космической платформы, в одном конструктивном массиве (каркасе) со служебными системами при фактическом сохранении принципа модульности отсеков позволяет обеспечить компактное размещение полезной нагрузки в ее нерабочем положении (при наземной эксплуатации, выведении на орбиту функционирования). Это существенно снижает требуемые размеры грузовых помещений транспортных средств, используемых при перевозке, и объем подобтекательного пространства ракеты-носителя, используемой в качестве средства выведения на орбиту. Кроме того, размещение полезной нагрузки в ее нерабочем положении внутри каркаса при закрытом положении боковых панелей обеспечивает исключение механических повреждений полезной нагрузки на этапе наземной эксплуатации космического аппарата, создаваемого на базе предлагаемой космической платформы.

Таким образом, предлагаемое устройство имеет существенные отличия и позволяет расширить функциональные возможности и улучшить эксплуатационные характеристики известных космических платформ.

1. Космическая платформа, содержащая каркас, выполненный в форме параллелепипеда, с установленными на нем боковыми, верхней и нижней панелями, шарнирно закрепленными на каркасе солнечными батареями, содержащими корневые и концевые секции, приборами служебных систем, закрепленными на каркасе и размещенными внутри каркаса, штангой гравитационного устройства, установленной вне каркаса на верхней панели, элементами крепления полезной нагрузки, узлами соединения каркаса с системой отделения, закрепленными на нижней и одной из боковых панелей, отличающаяся тем, что внутрикаркасное пространство разделено промежуточной панелью, размещенной между нижней и верхней панелями и закрепленной на каркасе, соответственно на отсек служебных систем и отсек полезной нагрузки, а установленные в отсеке служебных систем электромагнитные устройства системы ориентации и стабилизации закреплены на нижней панели со стороны каркаса, при этом магнитометр закреплен на верхней панели вне каркаса, причем боковые панели связаны с каркасом посредством шарниров и снабжены закрепленными на них со стороны каркаса внутри отсека полезной нагрузки элементами крепления полезной нагрузки, а шарниры поворота корневых секций солнечных батарей размещены на каркасе со стороны боковых панелей, не содержащих узлов соединения каркаса с системой отделения, при этом корневые и концевые секции солнечных батарей снабжены ограничителями их взаимного поворота на угол, не превышающий 270°, причем суммарная длина двух пар корневых и концевых секций солнечных батарей в проекции на горизонтальную плоскость превышает суммарную длину торцевых ребер каркаса, размещенных со стороны боковых панелей, не содержащих узлов соединения каркаса с системой отделения.

2. Космическая платформа по п.1, отличающаяся тем, что на боковую панель, содержащую узлы соединения каркаса с системой отделения, наклеены тонкопленочные фотопреобразователи.

3. Космическая платформа по п.1 или 2, отличающаяся тем, что высота корневых и концевых секций солнечных батарей не превышает высоту отсека служебных систем, а боковые панели содержат поворотные фрагменты, установленные в зоне отсека полезной нагрузки и снабженные приводами раскрытия.

4. Космическая платформа по п.1, отличающаяся тем, что боковые панели выполнены разъемными, при этом линии разъема проходят по промежуточной панели.