Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем

Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Заявляемые изобретения относятся к космической технике, а именно к устройству космических аппаратов, работающих на геостационарной и высокоэллиптических орбитах искусственных спутников Земли и предназначенных для приема и ретрансляции данных с наземных пунктов в сочетании с проведением дистанционного зондирования Земли с использованием многоспектральной съемки в видимом и инфракрасном диапазоне для обеспечения решения задач в области метеорологии.

При проектировании таких аппаратов традиционные задачи по снижению массы конструкции космического аппарата и обеспечению теплового режима аппаратуры космического аппарата дополняются техническими задачами по разработке конструкции, обеспечивающей размещение на его борту многофункционального комплекса целевой аппаратуры, в сочетании с задачами по выполнению высоких требований по стабильности взаимного положения блоков оптико-электронной аппаратуры и датчиков астроориентации в условиях космического полета.

Из патентов РФ на полезные модели №132422 и №150666, патентов РФ на изобретения №2247683, 2374148 и других источников известен ряд технических решений устройства космического аппарата, которые включают модуль служебных систем и модуль полезной нагрузки, которые используют в конструкции космического аппарата корпуса, выполненные в форме прямых призм в негерметичном исполнении.

Например, известно решение космического аппарата, который содержит модуль служебных систем и модуль полезной нагрузки (см. Алифанов О.М., Подходы к созданию и направления применения малых космических аппаратов в космической технике, электронный журнал Труды МАИ, вып. 49, М., 2011), корпуса которых выполнены в форме прямоугольных параллелепипедов. На боковых сторонах корпусов установлены блоки бортовой служебной аппаратуры и блоки полезной нагрузки. Прямоугольная панель, перекрывающая верхнее основание модуля полезной нагрузки, использована для размещения блоков оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования Земли и антенн радиокомплекса. Датчики астроориентации в соответствии с этим решением установлены в верхней части одной из боковых сторон корпуса модуля полезной нагрузки с примыканием к верхнему основанию корпуса.

В соответствии с техническим решением космического аппарата по патенту на полезную модель РФ №132422 (МПК B64G 1/10, опубл. 20.09.2013) модуль полезной нагрузки установлен на верхнем основании корпуса модуля служебных систем и содержит несущий каркас, целевую аппаратуру, астродатчики, антенны. Несущий каркас модуля полезной нагрузки выполнен в виде П-образного кронштейна, образованного двумя стойками и поперечиной, и подкреплен стержневой системой. На поперечине П-образного кронштейна закреплены астродатчики с оптическими головками и с блендами и штанги с антеннами. Между поперечинами П-образного кронштейна на верхнем основании корпуса модуля служебных систем расположена целевая аппаратура полезной нагрузки, выполненная, например, в виде блока оптико-электронной аппаратуры.

В решении космического аппарата, известного из патента на полезную модель №150666 (МПК B64G 1/00, B64G 1/22, опубл. 20.02.2015), корпуса модулей служебных систем и полезной нагрузки выполнены в виде прямых призм с основаниями в форме треугольника и четырехугольника соответственно. Верхние основания корпусов перекрыты платформами, выполненными в виде снабженных тепловыми трубами панелей. На платформе модуля полезной нагрузки размещены блоки целевой аппаратуры и антенны радиокомплекса. Датчики астроориентации и гироскопические приборы в этом решении размещены на платформе модуля служебных систем.

Рассмотренные решения космических аппаратов и их модулей полезной нагрузки и служебных систем относятся к малоразмерным и малым космическим аппаратам массой до 1000 кг. Относительно небольшая масса и габариты этих спутников не дают возможности эксплуатации их на геостационарной и высокоэллиптических орбитах с обеспечением размещения на их на борту комплекса оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования и комплекса для приема информации с наземных пунктов и передачи данных на Землю. Кроме того, размещение датчиков астроориентации и блоков оптико-электронной аппаратуры на различных элементах конструкции не обеспечивает поддержание стабильного положения друг относительно друга этих блоков во время полета из-за тепловых деформаций конструкции.

Известны технические решения космических аппаратов (см. патент РФ №2092398, патенты США №7513462, 5755406, 6102339, патент ЕПВ №0780294), состоящие из модуля полезной нагрузки и модуля служебных систем. Состав и функциональные возможности этих космических аппаратов обеспечивают их работу на геостационарной орбите и обеспечивают решение задач по приему и передачи данных, телевизионного вещания и радиосвязи.

Наиболее близким налогом заявляемым решениям космического аппарата и его модуля полезной нагрузки являются решения, известные из патента РФ на изобретение №2092398 (МПК B64G 1/10, опубл. 10.10.1997). Решение космического аппарата блочно-модульного исполнения по этому патенту содержит соединенные друг с другом модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем.

Модуль служебных систем этого решения содержит корпус, выполненный в виде прямоугольного параллелепипеда с высотой примерно равно 1,3…1,5 м. Блоки бортовой служебной аппаратуры модуля расположены на внутренних сторонах стенок корпуса. Боковые стенки выполнены в виде радиаторов-охладителей. Верхнее основание перекрыто прямоугольной панелью крупногабаритного двигательного блока с четырьмя блоками двигателей коррекции и топливными баками.

Модуль полезной нагрузки рассматриваемого решения содержит корпус, выполненный в виде параллелепипеда. Верхнее основание корпуса перекрыто платформой, выполненной в виде снабженной тепловыми трубами панели. Две противоположно расположенные боковые стороны корпуса также выполнены в виде снабженных тепловыми трубами панелей. На внутренних сторонах боковых панелей корпуса модуля полезной нагрузки и платформе - панели на верхнем основании корпуса, размещены блоки целевой аппаратуры. Наружные стороны указанных боковых сторон корпуса модуля полезной нагрузки выполнены в виде радиаторов-охладителей. Две другие противоположно расположенные боковые стороны корпуса перекрыты прямоугольными крышками. Кроме того, модуль полезной нагрузки снабжен многоцелевым антенным блоком, который содержит остронаправленные, направленные и малонаправленные антенны, и астроблоком с оптико-электронными датчиками астроориентации. Антенны многоцелевого антенного блока, включающего две остронаправленные антенны и направленные антенны, закреплены на ферме, установленной на верхнем основании корпуса модуля полезной нагрузки. Датчики астроориентации установлены на небольшой по площади панели, закрепленной на ферме и ориентированной параллельно одной из боковых сторон корпуса модуля полезной нагрузки. В процессе полета верхнее основание модуля полезной нагрузки с многоцелевым антенным блоком наводится на Землю.

Рассмотренное устройство космического аппарата, построенного на базе использования корпусов модулей служебных систем и полезной нагрузки в форме параллелепипедов и снабженного развитым антенным блоком, решая задачу по уменьшению массы космического аппарата, позволяет разработать космические аппараты для обеспечения связи и ретрансляции данных для работы на геостационарной и высокоэллиптических орбитах. Однако использование этого решения для разработки космических аппаратов, решающих задачи по обеспечению ретрансляции и обмену информацией между наземными пунктами в сочетании с решением задач по дистанционному зондированию Земли, например, задач по многоспектральной съемке Земли в интересах метеорологии, сталкивается со значительными трудностями. Площадь верхнего основания модуля полезной нагрузки, которая используется в рассмотренном решении для размещения целевой аппаратуры, не обеспечивает размещение на верхнем основании модуля полезной нагрузки как блоков оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования Земли, так и многоцелевого антенного комплекса для обеспечения ретрансляции данных между наземными пунктами и передачи данных с аппаратуры дистанционного зондирования. Значительна масса космического аппарата и его габариты.

Решение модуля служебных систем с размещением датчиков астроориентации на панели, закрепленной на ферме с антеннами ретрансляционного комплекса, не обеспечивает высоких требований по поддержанию в условиях космического полета стабильности взаимного положения целевой аппаратуры и датчиков астроориентации, так как датчики астроориентации, обеспечивающие привязку космического аппарата к осям единой системы координат, пространственно разнесены от элементов антенного комплекса, требующих точного наведения на Землю. Кроме того, несущая способность конструкции модуля полезной нагрузки недостаточна для обеспечения размещения на ферме модуля полезной нагрузки блоков дистанционного зондирования Земли значительной массы и антенного комплекса для ретрансляции данных и передачи значительных объемов информации от аппаратуры дистанционного зондирования.

Из патента РФ 2092398, патентов США 5755406, 4009851, 6206327 известны технические решения модулей служебных систем космических аппаратов, предназначенных для работы на геостационарной орбите.

Из технического решения по рассмотренному выше патенту РФ №2092398 (МПК B64G 1/10, опубл. 10.10.1997) известен модуль полезной нагрузки космического аппарата, предназначенного для работы на геостационарной орбите. В соответствии с этим решением модуль служебных систем содержит корпус, выполненный в виде прямоугольного параллелепипеда и образованный 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 с высотой примерно равной 1,2…1,5 м. 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 модуля при размещении модуля с полезной нагрузкой под головным обтекателем ракеты-носителя.

К недостаткам рассмотренного технического решения модуля служебных систем можно отнести значительную высоту модуля и 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, которое связано с необходимостью повышения несущей способности боковых панелей корпуса модуля служебных систем.

Техническое решение космического аппарата, известное из патента США 5755406 (НКИ 244/158R, НКИ B64G 1/66, опубл. 26.05.1998), включает модуль служебных систем, выполненный в форме прямоугольного параллелепипеда, во внутреннем объеме которого вдоль продольной оси модуля расположены четыре цилиндрических бака с топливом. Топливные баки закреплены на боковых панелях 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. На двух противоположных боковых панелях корпуса размещены блоки бортовой служебной аппаратуры, снаружи перекрытые панелями радиаторов-охладителей. 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 блока. 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.

Уменьшение продольного габаритного размера модуля служебных систем может быть достигнуто использованием корпуса модуля служебных систем в виде призмы с основанием в виде восьмиугольника. Такое решение известно из патента США №6206327 (МПК B64G 1/00, НКИ США 244/158R, опубл. 27.03.2001), которое выбрано в качестве наиболее близкого аналога заявляемого технического решения модуля служебных систем.

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, 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 рассматриваемом 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, системы обработки данных, маховики системы управления ориентацией, блоки радиосвязи.

Рассматриваемое 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, модуль служебных систем этого технического решения содержит монтажное кольцо, закрепленное на нижних концах продольных стоек корпуса, на котором расположены средства крепления модуля служебных систем к переходной ферме последней ступени ракеты-носителя.

Топливный бак двигательной установки рассматриваемого 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.

Технической задачей, решаемой заявляемым решением космического аппарата, является расширение функциональных возможностей космического аппарата за счет разработки конструкции аппарата, обеспечивающей возможность размещения на борту аппарата как оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования Земли, так и антенного комплекса ретрансляции и передачи данных в сочетании с уменьшением отклонения положения блоков оптико-электронной аппаратуры относительно положения датчиков астроориентации в условиях космического полета и с ограничениями на массу конструкции космического аппарата.

Заявляемым космическим аппаратом техническая задача решается следующим образом.

В соответствии с заявляемым решением космический аппарат содержит соединенные друг с другом модуль служебных систем и модуль полезной нагрузки.

Модуль служебных систем включает корпус, выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки. Пролеты между продольными стойками корпуса перекрыты боковыми панелями, а нижнее основание перекрыто платформой. На платформе размещены блоки бортовых служебных систем. Кроме того, модуль снабжен солнечной батареей, закрепленной на одной из боковых панелей корпуса, и радиатором-охладителем, закрепленным перед боковой панелью корпуса, расположенной напротив боковой панели корпуса с солнечной батареей.

В соответствии с заявляемым решением модуль полезной нагрузки содержит платформу, выполненную в форме правильного восьмиугольника, на одной стороне которой закреплены блоки аппаратуры модуля полезной нагрузки, а на другой - антенны радиокомплекса, включая две остронаправленные антенны. Кроме того, модуль полезной нагрузки содержит четыре радиатора-охладителя и блок прецизионных приборов.

Блок прецизионных приборов заявляемого решения содержит платформу, выполненную в виде многоугольника с площадью, меньшей площади платформы полезной нагрузки. На одной стороне платформы блока прецизионных приборов закреплены блоки оптико-электронной аппаратуры полезной нагрузки, а на другой - датчики астроориентации. Кроме того, блок прецизионных приборов снабжен двумя радиаторами-охладителями, закрепленными вдоль торца одной из сторон платформы блока прецизионных приборов и расположенными перпендикулярно платформе.

В заявляемом решении космического аппарата платформы модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов расположены параллельно друг другу. При этом платформа прецизионных приборов установлена с навесом над периферийной частью платформы модуля полезной нагрузки и закреплена на ней на шести основных стержнях и, по крайней мере, одном дополнительном стержне.

В заявляемом решении нижние концы указанных стержней закреплены на платформе модуля полезной нагрузки в двух основных и двух дополнительных опорных узлах. Крепление каждого дополнительного стержня к платформе блока прецизионных приборов выполнено с обеспечением возможности устранения силовой связи между платформой модуля полезной нагрузки и платформой блока прецизионных приборов.

В заявляемом решении космического аппарата модуль полезной нагрузки соединен с модулем служебных систем фермой с треугольной решеткой и промежуточными стойками. Дополнительно ферма снабжена двумя дополнительными раскосами, расположенными внутри фермы. Нижние концы дополнительных раскосов закреплены в нижних узлах фермы, а сами нижние узлы фермы закреплены на продольных стойках модуля служебных систем.

Кроме того, дополнительные опорные узлы расположены на платформе модуля полезной нагрузки над местами крепления верхних концов дополнительных раскосов фермы к платформе модуля полезной нагрузки, а места крепления основных опорных узлов расположены над местами крепления верхних узлов фермы к платформе полезной нагрузки.

В заявляемом решении радиаторы-охладители модуля полезной нагрузки закреплены перед четырьмя накрест расположенными пролетами фермы.

В заявляемом решении космического аппарата упомянутые платформы модуля служебных систем, модуля полезной нагрузки и блока прецизионных приборов выполнены в виде снабженных тепловыми трубами панелей, термически соединенных с радиаторами-охладителями. При этом радиаторы-охладители блока прецизионных приборов и один из радиаторов-охладителей модуля полезной нагрузки расположены на стороне космического аппарата, противоположной боковой панели корпуса с солнечной батареей.

Увеличение полезной площади для размещения блоков и агрегатов полезной нагрузки достигается в заявляемом изобретении выполнением платформы модуля полезной нагрузки в форме правильного восьмиугольника. За счет того, что площадь правильного восьмиугольника, вписанного в окружность, примерно на 41 процент превышает площадь правильного четырехугольника, вписанного в окружность того же радиуса. Кроме того, увеличение полезной площади для размещения блоков и агрегатов полезной нагрузки в заявляемом решении достигается введением в модуль полезной нагрузки блока прецизионных приборов, снабженного своей платформой. Выполнение платформы блока прецизионных приборов с площадью, меньшей площади платформы модуля полезной нагрузки, и размещение платформы блока прецизионных приборов с навесом над периферийной частью платформы модуля полезной нагрузки позволяет разместить на наружной стороне платформы модуля полезной нагрузки вне зоны «затенения» платформы прецизионных приборов антенны радиокомплекса для ретрансляции и передачи данных и на наружной стороне платформы прецизионных приборов блоков оптико-электронной аппаратуры для дистанционного зондирования Земли, что позволяет расширить функциональные возможности космического аппарата.

С другой стороной введение в состав модуля блока прецизионных приборов специальной платформы позволяет скомпоновать прецизионные приборы модуля полезной нагрузки на одном конструктивном элементе, разместив на одной стороне платформы модуля прецизионных приборов блоки оптико-электронной аппаратуры полезной нагрузки, а на другой - датчики астроориентации. Это в сочетании с креплением платформы прецизионных приборов на платформе модуля полезной нагрузки на шести основных стержнях и, по крайней мере, одном дополнительном стержне, крепление которого к платформе блока прецизионных приборов выполнено с обеспечением возможности устранения силовой связи между платформой модуля полезной нагрузки и платформой блока прецизионных приборов, позволяет преобразовать статически неопределимую систему стержней в статически определимую систему и, тем самым, свести к минимуму влияние тепловых деформаций конструкции в условиях космического полета на точность взаимной привязки блоков оптико-электронной аппаратуры и датчиков астроориентации.

Приемы, предложенные в заявляемом изобретении космического аппарата, позволяют не только расширить функциональные возможности космического аппарата и уменьшить отклонения положения прецизионных блоков относительно положения датчиков астроориентации, но и выполнить массовые ограничения на космический аппарат.

При выведении космического аппарата на орбиту крепление платформы прецизионных приборов на системе стержней позволяет воспринять минимум на семь точек распределенную по платформе блока прецизионных приборов инерционную нагрузку от блоков оптико-электронной аппаратуры и датчиков астроориентации. При этом крепление нижних концов стержней в двух основных и двух дополнительных опорных узлах на платформе модуля полезной нагрузки позволяет при этом с наименьшими затратами массы конструкции передать инерционную нагрузку в четырех точках от платформы блока прецизионных приборов к платформе модуля полезной нагрузки.

Соединение модуля полезной нагрузки с модулем служебных систем фермой с треугольной решеткой и промежуточными стойками также оптимально массе конструкции, что объясняется выполнением платформ модуля полезной нагрузки и корпуса модуля служебных систем в виде правильных восьмиугольников и наличием в корпусе модуля служебных систем продольных стоек. Нагрузка при этом от модуля служебных систем в восьми точках передается на верхние опорные узлы фермы, далее через нижние опорные узлы фермы на восемь продольных стек корпуса и через них на восемь узлов крепления к переходной ферме последней ступени ракеты-носителя.

При этом выполнение фермы с двумя дополнительными раскосами, расположенными внутри фермы, в сочетании с расположением мест расположения дополнительных опорных узлов над местами крепления верхних концов дополнительных раскосов фермы к платформе модуля полезной нагрузки и мест крепления основных опорных узлов над местами крепления верхних узлов фермы к платформе полезной нагрузки позволяет с минимальными затратами массы конструкции передать инерционную нагрузку от блока прецизионных приборов на ферму космического аппарата и далее на продольные стойки модуля служебных систем.

Размещение блоков бортовых служебных систем и блоков аппаратуры модуля полезной нагрузки на платформах соответствующих модулей космического аппарата, сокращая длину связей между блоками, позволяет уменьшить массу космического аппарата и, кроме того, уменьшить продольный габаритный размер космического аппарата.

Крепление радиатора-охладителя модуля полезной нагрузки на боковой панели корпуса, расположенной напротив боковой панели корпуса с солнечной батареей, расположение пролета фермы с одним из радиаторов-охладителей модуля полезной нагрузки и радиаторов-охладителей блока прецизионных приборов на стороне космического аппарата, противоположной боковой панели корпуса с панелью солнечной батареи, обеспечивает при ориентации платформ модуля полезной нагрузки и платформы прецизионных приборов на геостационарной орбите в подспутниковую точку ориентацию радиаторов-охладителей в северном направлении - в направлении, наиболее удобном для сброса тепла от радиаторов в космическое пространство.

Крепление радиаторов-охладителей модуля служебных систем и модуля полезной нагрузки на стержнях перед корпусом модуля служебных систем и перед четырьмя накрест расположенными пролетами фермы и размещение радиаторов-охладителей блока прецизионных приборов вдоль торца одной из сторон платформы блока прецизионных приборов перпендикулярно платформе обеспечивает «вынос» радиаторов-охладителей за пределы конструкции космического аппарата, исключая их затенение агрегатами и элементами конструкции космического аппарата и их взаимную облученность, повышает их эксплуатационные характеристики. Выполнение при этом радиатора-охладителя модуля служебных систем и радиаторов-охладителей модуля полезной нагрузки в виде удлиненных в поперечных направлениях форм, а радиаторов-охладителей блока прецизионных приборов - в виде удлиненных в продольном направлении форм позволяет разместить радиаторы-охладители большой площади в ограниченные габариты головного обтекателя с диаметром 4100…4300 мм.

Техническим результатом от использования изложенных приемов является расширение функциональных возможностей космического аппарата за счет разработки конструкции, обеспечивающей возможность размещения на борту как оптико-электронной аппаратуры дистанционного зондирования Земли, так антенного комплекса ретрансляции и передачи данных в сочетании с ограничением на массу конструкции. Проектно-конструкторские проработки показывают возможность разработки космического аппарата для работы на геостационарной орбите, оснащенного полезной нагрузкой 400…600 кг с многоканальной оптико-электронной аппаратурой дистанционного зондирования Земли в сочетании с аппаратурой приема информации с наземных пунктов и их ретрансляции. При этом конструктивно-компоновочная схема аппарата обеспечивает возможность ограничить отклонение положения блоков оптико-электронной аппаратуры в условиях космического полета от положения каждого из астродатчиков величиной, меньшей 25 угловых секунд, при выполнении ограничения на общую массу космического аппарата на уровне 2000 кг.

В заявляемом решении радиаторы-охладители наиболее предпочтительно выполнить в виде снабженных тепловыми трубами панелей, что позволяет дополнительно уменьшить массу космического аппарата.

Каждый из радиаторов-охладителей модуля полезной нагрузки наиболее предпочтительно закрепить на пяти опорных площадках: первую из которых целесообразно стержнями закрепить на промежуточных стойках одного из пролетов фермы, вторую и третью - закрепить стрежнями к раскосам смежного пролета фермы, а остальные - одним стержнем к промежуточной стойке пролета и одним стержнем к раскосу смежного пролета фермы. Такое устройство узлов крепления радиаторов-охладителей модуля полезной нагрузки обеспечивает необходимую прочность и жесткость радиаторов-охладителей при действии внешних нагрузок. Кроме того, при выполнении радиаторов-охладителей в виде удлиненных в поперечном направлении форм, что уменьшает поперечные габариты космического аппарата, такое устройство узлов крепления радиаторов-охладителей позволяет распределить инерционную нагрузку от них на различные силовые элементы фермы, что уменьшает массу космического аппарата.

В соответствии с заявляемым решением блоки оптико-электронной аппаратуры могут быть снабжены радиаторами-охладителями, размещенными на боковых стенках блоков оптико-электронной аппаратуры. При этом блоки оптико-электронной аппаратуры целесообразно разместить между радиаторами-охладителями блока прецизионных приборов, что в дополнении к радиаторам модуля полезной нагрузки обеспечивает возможность охлаждения блоков оптико-электронной аппаратуры до температур от 80 до 100 K пассивными методами.

Кроме того, в заявляемом решении остронаправленные антенны модуля полезной нагрузки наиболее предпочтительно выполнить с обеспечением возможности раскладывания. При этом каждую из остронаправленных антенн в сложенном положении целесообразно закрепить на двух опорных площадках, установленных на поперечном элементе, концы которого стержнями могут быть соединены вблизи верхних концов продольных стоек модуля служебных систем и на промежуточных стойках фермы. Это уменьшает габариты космического аппарата, что позволяет разместить космический аппарата с двумя остронаправленными антеннами диаметром 1…1,3 м в сложенном положении в обтекателе с диаметром 4100…4200 мм.

Технической задачей, решаемой заявляемым модулем полезной нагрузки, является уменьшение отклонения положения блоков оптико-электронной аппаратуры в условиях космического полета от положения каждого из астродатчиков.

Заявляемым решением модуля полезной нагрузки техническая задача решается следующим образом.

В соответствии с заявляемым решением модуль полезной нагрузки включает платформу и блок прецизионных приборов. Блок прецизионных приборов содержит датчики астроориентации, блоки оптико-электронной аппаратуры и платформу, расположенную на удалении от платформы модуля. На одной стороне платформы блока прецизионных приборов закреплены блоки оптико-электронной аппаратуры, а на другой - датчики астроориентации.

В соответствии с заявляемым решением платформа модуля полезной нагрузки снабжена двумя основными и двумя дополнительными опорными узлами. Платформа блока прецизионных приборов закреплена на платформе модуля полезной нагрузки на двух группах стержней, первая из которых включает два основных и четыре дополнительных стержня, а вторая - четыре основных и два дополнительных стержня.

В заявляемом решении в каждом из дополнительных опорных узлов закреплен один основной стержень одной из групп. В одном из основных опорных узлов закреплены остальные стержни одной, а в другом - остальные стержни другой группы стержней.

В соответствии с заявляемым решением стержни соединениями «ухо-вилка» закреплены на платформе блока прецизионных приборов. При этом каждый из узлов соединения дополнительных стержней с платформой блока прецизионных приборов снабжен пирочекой. Шток пирочеки в зачекованном состоянии введен в отверстия проушин элементов «ухо-вилка», а в расчекованном состоянии выведен из отверстий проушин элементов соединения «ухо-вилка».

Размещение на одной стороне платформы блока прецизионных приборов блоков оптико-электронной аппаратуры, а на другой - датчиков астроориентации в сочетании с креплением платформы блока прецизионных приборов на платформе модуля полезной нагрузки на двух группах стержней, первая из которых включает два основных и четыре дополнительных стержня, а вторая - четыре основных и два дополнительных стержня, и наличием в каждом из узлов соединения дополнительных стержней с платформой блока прецизионных приборов пирочеки, шток которой в зачекованном состоянии введен в отверстия проушин элементов «ухо-вилка», а в расчекованном состоянии выведен из отверстий проушин элементов соединения «ухо-вилка», позволяет после завершения этапа выведения космического аппарата на целевую орбиту преобразовать систему крепления платформы блока прецизионных приборов в составе основных и дополнительных стержней из статически неопределимой системы в статически определимую систему. При этом воздействие внешних факторов, действующих на модуль полезной нагрузки в условиях космического полета, например, нагрева, не приводит к возникновению напряжений и деформаций в платформе блока прецизионных приборов, за счет чего уменьшаются отклонения положения блоков оптико-электронной аппаратуры от положения каждого из астродатчиков до 20…25 угловых секунд.

Кроме того, использование в креплении платформы блока прецизионных приборов шести основных и шести дополнительных стержней позволяет, оптимально распределив точки их крепления к платформе блока прецизионных приборов по ее внутренней поверхности, минимизировать изгибные деформации платформы на этапе выведения КА на орбиту, что в конечном итоге уменьшает массу платформы блока прецизионных приборов.

Размещение на платформе модуля полезной нагрузки двух основных и двух дополнительных опорных узлов и креплением нижних концов одного из основных стержней каждой из групп в одном из дополнительных опорных узлов, а нижних концов остальных стержней каждой группы в основных опорных узлах, позволяя передать инерционные нагрузки от блока прецизионных приборов на платформу модуля полезной нагрузки в ограниченном числе точек и, тем самым, минимизируя их влияние на платформу модуля полезной нагрузки, также уменьшает массу модуля служебных систем. Размещение пирочек в узлах соединений «ухо-вилка» в верхних концах дополнительных стержней сокращает при этом время сборки модуля полезной нагрузки.

Кроме того, в заявляемом решении платформу блока прецизионных приборов целесообразно снабдить верхним опорным узлом и соединить его со стержнем, закрепленным в дополнительном опорном узле, и с другим стержнем одноименной группы.

Помимо прочего в заявля