Створка крышки светозащитного устройства космического аппарата

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов, используемым для защиты оптико-электронной аппаратуры от воздействия тепловых и световых факторов. Створка содержит панель и элементы крепления. Панель выполнена в виде двух замкнутых трубчатых каркасов, жестко связанных между собой. Внутренняя полость каркасов имеет два слоя пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ), между которыми натянута сеть, закрепленная на трубчатых каркасах. Пакеты ЭВТИ связаны между собой и с сетью в отдельных точках. Трубчатый каркас и пакеты ЭВТИ покрыты облицовочной тканью с оптическими коэффициентами. Конструкция створки крышки в 8,4 раза легче изделия-прототипа. Техническим результатом изобретения является снижение массы светозащитного устройства. 4 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к узлам крышки светозащитных устройств (СЗУ) космических аппаратов (КА), используемым для защиты оптико-электронной аппаратуры от воздействия тепловых и световых факторов.

Известна створка крышки СЗУ (см. рабочие чертежи аналога 17Ф12.1310-0 фиг.1, фиг.2, сечение А-А на фиг.1) разработки 1981 года ЦСКБ г.Куйбышева, которая выполнена в виде плоской металлической панели 1 с каналами 2 для теплоносителя и элементами крепления 3. Система терморегулирования обеспечивает оптимальный температурный режим для работы оптико-электронной аппаратуры КА.

Недостатком такой створки является большая масса за счет использования в конструкции массивной металлической панели с каналами для теплоносителя и массы самого теплоносителя. Масса створки - 7 кг при ее рабочей площади 0,32 м2. Удельная массовая характеристика (отношение массы створки к ее площади) такой створки составляет:

где m - масса створки, кг;

s - площадь створки, м2.

Известна створка крышки СЗУ (см. рабочие чертежи прототипа 17Ф112.3810-0 фиг.1, фиг.2, сечение А-А на фиг.1) разработки 1989 года ЦСКБ г.Куйбышева, в которой панель 1 створки крышки выполнена из сотостеклопласта 2 и пенопласта 3, склеенных друг с другом, с элементами крепления 4, а для обеспечения требуемых оптических коэффициентов внешняя сторона створки оклеена тканью 5 ТСОН, внутренняя поверхность окрашена черной эмалью 6.

Недостатком такой конструкции створки является также ее большая масса - 5 кг при рабочей площади 0,22 м2. Удельная массовая характеристика такой створки составляет:

Целью изобретения является снижение массы СЗУ КА за счет снижения массы створок крышки.

Указанная цель достигается тем, что створка крышки светозащитного устройства космического аппарата, содержащая панель с покрытием, имеющим оптические коэффициенты, элементы крепления, отличается тем, что панель створки крышки выполнена в виде двух замкнутых трубчатых каркасов, жестко связанных между собой, внутренняя полость которых содержит два слоя пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ), между которыми натянута сеть, жестко связанная с трубчатыми каркасами, при этом пакеты ЭВТИ связаны между собой и сетью в отдельных точках, а трубчатый каркас с пакетами ЭВТИ покрыты облицовочной тканью с оптическими коэффициентами.

Изобретение поясняется чертежами:

- на фиг.1 представлен общий вид СЗУ;

- на фиг.2 представлена предлагаемая створка крышки СЗУ;

- на фиг.3 - сечение А-А на фиг.2;

- на фиг.4 - сечение Б-Б на фиг.2.

Створка крышки 1 СЗУ КА, содержащая панель с элементами крепления 4, выполнена в виде двух замкнутых трубчатых каркасов 2, жестко связанных между собой вставками 3. Внутренняя полость каркасов 2 содержит два слоя пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) 6, между которыми натянута сеть 5, например, из капроновых нитей. Сеть 5 жестко связана с трубчатыми каркасами 2, при этом пакеты ЭВТИ 6 связаны между собой и сетью 5 в отдельных точках капроновыми нитями 7. Трубчатый каркас 2 с пакетами ЭВТИ 6 для обеспечения жесткости обтянуты капроновой тканью 8, а для обеспечения специальных оптических коэффициентов снаружи обтянута облицовочной тканью 9, например аримидной.

Таким образом, путем исключения из конструкции створки крышки СЗУ тяжелых элементов, типа металлических панелей с теплоносителем или панелей из сотостекстолита и пенопласта, и вместо них использование ажурных и, одновременно, жестких трубчатых каркасов с сетью и пакетами ЭВТИ достигается значительное снижение удельной массы створки крышки, а значит и массы СЗУ в целом. Предложенная конструкция створки крышки имеет массу 3,1 кг, при этом ее рабочая площадь составляет 1,13 м2. Удельная масса створки крышки:

Из сравнения приведенных удельных массовых характеристик видно, что предлагаемая конструкция створки крышки СЗУ в 8,4 раза легче известных.

Створка крышки светозащитного устройства космического аппарата, содержащая панель с покрытием, имеющим оптические коэффициенты, элементы крепления, отличающаяся тем, что панель створки крышки выполнена в виде двух замкнутых трубчатых каркасов, жестко связанных между собой, внутренняя полость каркасов содержит два слоя пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ), между которыми натянута сеть, жестко связанная с трубчатыми каркасами, при этом пакеты ЭВТИ связаны между собой и сетью в отдельных точках, а трубчатый каркас с пакетами ЭВТИ покрыты облицовочной тканью с оптическими коэффициентами.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к криогенной и ракетно-космической технике и может быть использовано при теплоизолировании поверхностей баков, поверхностей емкостей для хранения и транспортирования криогенных жидкостей и т.п.

Изобретение относится к теплозащите поверхности космического аппарата, производящего спуск в атмосфере планеты. .

Изобретение относится к конструкции теплозащиты космического аппарата, выводимого ракетой-носителем в космическое пространство. .

Изобретение относится к области терморегулирующих покрытий, эксплуатирующихся преимущественно в составе космической техники. .

Изобретение относится к наземным имитационным испытаниям элементов космической техники и может быть использовано при проектировании и экспериментальной отработке многослойной экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проектировании и создании космической головной части. .

Изобретение относится к области космической техники, а именно к экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) космического аппарата. .

Изобретение относится к области терморегулирующих покрытий, эксплуатирующихся преимущественно в составе космической техники. .

Изобретение относится к области проектирования, наземной отработки в тепловакуумных камерах и эксплуатации элементов системы терморегулирования космического аппарата.

Изобретение относится к изделиям космической техники, а более конкретно к съемному технологическому оборудованию изделий космической техники, и может быть использовано при наземной подготовке космических аппаратов различного назначения.

Изобретение относится к методам и средствам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения с объектами естественного и искусственного происхождения различной массы и степени дисперсности.

Изобретение относится к методам и средствам защиты от систем противокосмической обороны, оснащенных преимущественно инфракрасными системами обнаружения и наведения.

Изобретение относится к защитным устройствам космических кораблей, применяемым, в частности, при аварийной взрывоопасной ситуации. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих двигателей.

Изобретение относится к способам обеспечения защиты элементов конструкций ракетно-космической техники (РКТ) от вредного воздействия факторов внешней среды. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании искусственных спутников и других космических аппаратов. .

Изобретение относится к противопожарной технике и может быть использовано при разработке технических решений по тушению пожаров в обитаемых гермоотсеках космических летательных аппаратов (КЛА) на всех этапах их эксплуатации.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться в условиях образования в полостях головного блока пожаровзрывоопасных газовых смесей, например, при утечках или дренажах компонентов топлива (жидких кислорода и водорода).

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов
Наверх