Силовая конструкция платформы космического аппарата

Изобретение относится к конструкции и компоновке изделий космической техники или, более точно, к силовой конструкции платформы, входящей в унифицированную платформу космического аппарата, и может быть использовано при создании космических аппаратов различного назначения. Силовая конструкция платформы космического аппарата представляет собой углепластиковую сетчатую конструкцию в форме цилиндрической трубы, установленной одним из своих оснований внутри прямоугольного параллелепипеда коаксионально с его осью. Параллелепипед состоит из панели-основания и верхней панели, соединенных с цилиндрической трубой посредством уголков, а между собой - опорными панелями. Предлагаемое изобретение позволяет добиться унификации конструкции, высоких прочностных характеристик, а также снижения массы платформы. Кроме того, реализация данного технического решения позволяет осуществить одновременный запуск нескольких аппаратов. 4 ил.

 

Изобретение относится к конструкции и компоновке изделий космической техники или, более точно, к силовой конструкции платформы, входящей в унифицированную платформу космического аппарата, и может быть использовано при создании космических аппаратов различного назначения.

В настоящее время космическая отрасль нуждается в создании единых унифицированных платформ для космических аппаратов различных габаритов, а также различного назначения. Создание таких платформ позволяет снизить затраты на разработку и изготовление космических аппаратов, а также влияет на его конечную себестоимость. Сокращение временных затрат на изготовление космического аппарата на базе унифицированной платформы дает высокий результативный, экономический и научно-практический эффект производства, который выгоден не только для заказчика космического аппарата, но и для предприятия - изготовителя.

В случае, если интерфейсы каких-либо средств выведения не позволяют обеспечить унифицированный интерфейс платформы, в ее составе могут быть разработаны соответствующие переходные элементы, согласованные для применения в установленном порядке и обеспечивающие стыковку платформы с требуемым носителем.

Известна конструкция платформы, состоящей из каркаса в форме параллелепипеда, с установленными на нем боковыми, верхней и нижней панелями. Внутри конструкции платформы каркасное пространство разделено промежуточной панелью на отсек служебных систем и отсек полезной нагрузки (см., например RU 2376212). Общим признаком между силовой конструкцией, описанной в данном изобретении, и заявляемой силовой конструкцией является наличие боковых панелей. Данное изобретение взято в качестве прототипа ввиду того, что других аналогов с большим числом общих признаков не найдено.

Космическая платформа прототипа состоит из каркаса, выполненного в форме параллелепипеда, с установленными на каркасе панелями. Боковые панели имеют поворотный механизм на шарнирах. Входящие в конструкцию платформы боковые панели выполнены разъемными, при этом линии разъема проходят вдоль промежуточной панели. Внутрикаркасное пространство разделено промежуточной панелью, размещенной между нижней и верхней панелями и закрепленной на каркасе, соответственно на отсек служебных систем и отсек полезной нагрузки.

Недостатками данной компоновки космической платформы являются:

- геометрическая форма силовой конструкции не дает равномерного восприятия нагрузки на силовую конструкцию платформы, в отличие от цилиндрической формы;

- геометрическая форма силовой конструкции космического аппарата прототипа менее удобна, с точки зрения силовых нагрузок на аппарат, на этапе процесса выведения его на орбиту в составе группового запуска;

- конструкция не является унифицированной, что снижает эффективность производства при дальнейшей разработке и изготовлении космических аппаратов с измененными габаритами и функциональным назначением.

Задачей предлагаемого изобретения является усовершенствование силовой конструкции с точки зрения влияния силовых нагрузок на космический аппарат и унификация силовой конструкции.

Поставленная задача в предлагаемом устройстве решается за счет того, что силовая конструкция платформы космического аппарата содержит боковые панели, корпус силовой конструкции представляет собой углепластиковую сетчатую конструкцию в форме цилиндрической трубы, установленной одним из своих оснований внутри прямоугольного параллелепипеда коаксиально с его осью; при этом параллелепипед состоит из панели-основания и верхней панели, расположенных в плоскости YOZ, соединенных с сетчатой конструкцией посредством уголков, а между собой - опорными панелями, которые находятся в плоскостях XOZ и XOY и закреплены между собой с помощью кронштейнов; по краю панели-основания и верхней панели в плоскости XOY расположены приборные панели и панели радиатора АБ (аккумуляторных батарей), которые соединены с опорными панелями кронштейнами; внутри цилиндрической трубы вмонтирован блок панелей, используемый для крепления топливных баков.

Предлагаемое устройство поясняется чертежами, на которых показано:

- на фиг. 1 - расположение панелей силовой конструкции платформы;

- на фиг. 2 - общий вид конструкции платформы;

- на фиг. 3 - крепление сотовых панелей между собой кронштейнами;

- на фиг. 4 - крепление сотовых панелей к уголкам и уголков к силовой конструкции модуля (центральной трубе 1) посредством уголков, выполненных из углепластика.

Силовая конструкция платформы КА (фиг. 2) состоит из центральной трубы 1 цилиндрической формы, установленной одним из своих оснований внутри прямоугольного параллелепипеда коаксиально с его осью; при этом параллелепипед состоит из панели-основания и верхней панели.

Панель-основание 2 и верхнюю панель 5 располагают в плоскостях YOZ и соединяют с цилиндрической трубой 1 посредством уголков (фиг. 4), установленных на ней.

Между собой панель-основание 2 и верхняя панель 5 соединены опорными панелями 3, 4, которые располагают в плоскостях XOZ и XOY и соединяют между собой кронштейнами (фиг. 3), выполненными из алюминия или углепластика

По краю панели-основания 2 и верхней панели 5 располагают в плоскости XOY приборные панели 7 и панели радиатора АБ (аккумуляторных батарей) 6, которые соединяют с опорными панелями 3 и 4 кронштейнами (фиг. 3).

Внутри цилиндрической трубы 1 установлен горизонтальный блок панелей 8, который используется для крепления топливных баков системы коррекции. Сотовые панели, используемые в силовой конструкции платформы, выполнены в виде сэндвичей с алюминиевыми или угольными обшивками и алюминиевым сотозаполнителем с устанавливаемыми конструкционными приборными закладными. Конструкция платформы способна выдерживать все прямые и совокупные комбинации статических и динамических нагрузок, имеющих место во время испытаний, наземных операций, транспортировки, выведения на орбиту КА и орбитальных маневров. Общий вид конструкции показан на (фиг. 1).

Сборку силовой конструкции платформы осуществляют последовательно. На начальном этапе сборки сотовую панель-основание 2, лежащее в плоскости YOZ, соединяют с цилиндрической трубой 1 с помощью кронштейнов, расположенных на ней.

Далее идет последовательная установка на панель-основание 2 опорных панелей 3 в уголки (фиг. 3) и кронштейны (фиг. 4), установленные для монтажа панелей по контуру трубы 1 и на поверхности панели-основания 2 соответственно. Количество устанавливаемых панелей, кронштейнов, уголков и их расположение регламентировано техническими требованиями к конструкции.

Следующим этапом идет монтаж верхней панели 5, лежащей в плоскости YOZ, к трубе 1 и опорным панелям 3. Затем устанавливают опорные панели 4 на панель-основание 2 и к верхней панели 5. Функциональное назначение панелей 4 состоит в обеспечении жесткости конструкции платформы. Установку опорных панелей 4 осуществляют на угловые участки по краю панели-основания 2 с помощью предварительно установленных на данную панель кронштейнов. Далее выполняют механическую обработку (с целью получения заданных параметров элементов крепления) изделий: панели-основания 2, панелей опорных 3, 4, верхней панели 5. Далее выполняют установку приборных панелей 7, расположенных в плоскости XOY по краю панели-основания 2, и закрепляют их кронштейнами с опорными панелями 3, расположенными в плоскости XOZ и XOY. Панели радиатора АБ (аккумуляторных батарей) 6, расположенные в плоскости XOY, соединяют по краю с опорными панелями 3 и 4 кронштейнами, предварительно установленными на данных панелях, согласно техническим требованиям к конструкции.

На заключительном этапе сборки блок панелей 8 устанавливают во внутреннюю часть трубы 1 силовой конструкции платформы. Блок панелей 8 крепится к центральной трубе 1 кронштейнами. Монтаж блока панелей 8 проводят по внутреннему контуру центральной трубы 1. Конструкцию блока панелей 8 усиливают с помощью внутренней опорной панели, входящей в общую конструкцию блока панелей 8, данную опорную панель монтируют к трубе 1 с помощью кронштейнов. Далее проводят усиление крепления блока панелей 8 для обеспечения его прочностных характеристик, при использовании в процессе дальнейшей эксплуатации как панели конструктивного модуля топливных баков.

Конечным результатом сборки является силовая конструкция платформы (фиг. 1).

В ходе технологической операции сборки силовой конструкции КА соединение между собой панелей и других элементов конструкции проводят с помощью кронштейнов и уголков, изготовленных либо из алюминия, либо из углепластика, схема соединения цилиндрической трубы и панелей посредством уголков представлена на фиг. 3, соединение панелей между собой кронштейнами показано на фиг. 4. В процессе монтажа конечных деталей конструкции используют унифицированные крепежные изделия, что позволяет упростить и ускорить процесс сборки, что ведет к сокращению срока изготовления космического аппарата.

Для монтажа конструкции выполнены следующие технические и технологические условия для соединений элементов конструкции, согласно требованиям к силовой конструкции платформы.

- вертикальные сотовые панели крепят к центральной трубе 1 посредством уголков;

- шаг крепления панелей к уголкам и уголков к центральной трубе 1 определяется исходя из обеспечения прочности конструкции;

- шаг крепления сотовых панелей корпуса между собой определяется исходя из величины обеспечивающей прочность конструкции.

Таким образом, предлагаемая силовая конструкция платформы космического аппарата позволяет добиться унификации конструкции, высоких прочностных характеристик, а также позволяет добиться снижения массы платформы за счет применения элементов, изготовленных из современных высокотехнологичных материалов.

Кроме того, реализация данного технического решения (выполнение космических аппаратов на основе данной силовой конструкции) позволяет осуществить одновременный запуск нескольких аппаратов, при этом их размещение на одной оси симметрии, проходящей через цилиндрическую трубу, способствует равномерному распределению силовых нагрузок на платформу космических аппаратов и аппараты в целом.

Силовая конструкция платформы космического аппарата, содержащая боковые панели, отличающаяся тем, что корпус силовой конструкции представляет собой углепластиковую сетчатую конструкцию в форме цилиндрической трубы, установленной одним из своих оснований внутри прямоугольного параллелепипеда коаксиально с его осью; при этом параллелепипед состоит из панели-основания и верхней панели, расположенных в плоскости YOZ, соединенных с цилиндрической трубой посредством уголков, а между собой - опорными панелями, которые находятся в плоскостях XOZ и XOY и закреплены между собой с помощью кронштейнов; по краю панели-основания и верхней панели в плоскости XOY расположены приборные панели и панели радиатора аккумуляторных батарей, которые соединены с опорными панелями кронштейнами; внутри цилиндрической трубы вмонтирован блок панелей, используемый для крепления топливных баков.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при разработке космических аппаратов (КА). КА блочно-модульного исполнения включает блоки бортовой аппаратуры, один из блоков содержит служебную аппаратуру КА, а другой - целевую аппаратуру и датчики командно-измерительных приборов системы управления.

Группа изобретений относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных. КА содержит модуль служебных систем (100) и модуль полезной нагрузки (200), соединённые фермой (300).

Изобретение относится к космической технике. Модуль служебных систем содержит корпус, выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки.

Изобретение относится к управлению работой транспортного космического корабля (ТКК), совершающего рейсы между орбитальной космической станцией (ОКС), находящейся вблизи планеты с атмосферой, и базовой станцией, расположенной, например на Луне.

Изобретение относится к межорбитальным перелётам в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и перевод на траекторию перелёта к Луне.

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА) в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и выведение его на траекторию облета Луны с возвратом.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в системах спутниковой связи. Технический результат состоит в повышении пропускной способности.

Изобретение относится к компоновке изделий, в частности, искусственного спутника (ИС). ИС включает в себя отсек полезной нагрузки со стенкой, ограничивающей мертвое пространство внутри отсека.

Изобретение относится к перелётам транспортного космического корабля (ТКК) между двумя орбитальными станциями (ОС), одна из которых находится на орбите планеты с атмосферой, а другая - либо на орбите другого небесного тела (напр., Луны), либо вблизи точек либрации (напр., L1 или L2 системы Земля - Луна).

Изобретение относится к обслуживанию на околоземной орбите группировки автоматических космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА обслуживания (КАО) в орбитальную плоскость группировки КА, стыковку КАО и КА, техническое обслуживание КА, расстыковку КАО и КА.

Изобретение относится к пилотируемым космическим кораблям, предназначенным для межпланетных полетов. Межпланетный космический корабль состоит из основного и вспомогательного модулей. Вспомогательный модуль закреплен на корпусе основного модуля с возможностью вращения вокруг центра масс основного модуля. Основной модуль выполнен с размещением внутри жилых и служебных помещений, систем жизнеобеспечения, снаружи на его корпусе размещены панели солнечных батарей, радиаторы системы терморегулирования, противорадиационный экран. Вспомогательный модуль состоит из поворотной рамы и закрепленной на ее торце двигательной установки, содержащей маршевые двигатели и топливный бак. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности, обеспечение движения с фиксированной ориентацией на Солнце основного модуля. 5 ил.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах. ЦМ имеют в своем составе многоразовые возвращаемые аппараты (МВА) крылатой схемы. В МВА размещены отсеки с целевой аппаратурой, используемые многократно бортовые системы модуля и ракеты-носителя и др. необходимые системы. Предусмотрен пилотируемый транспортно-целевой модуль с пилотируемым МВА. Модули системы выводятся на рабочие орбиты и управляются на них системами управления МВА с корректировкой программы наземными средствами. По завершении жизненного цикла элементов системы они переводятся на траекторию спуска в зону захоронения в Мировом океане. МВА совершают самолетную посадку на выбранный аэродром и, после прохождения регламента, используются повторно. Техническим результатом группы изобретений является создание с минимальными затратами и экологическим ущербом многоцелевой перестраиваемой орбитальной системы на компланарных орбитах. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах. ЦМ имеют в своем составе многоразовые возвращаемые аппараты (МВА) крылатой схемы. В МВА размещены отсеки с целевой аппаратурой, используемые многократно бортовые системы модуля и ракеты-носителя и др. необходимые системы. Предусмотрен пилотируемый транспортно-целевой модуль с пилотируемым МВА. Модули системы выводятся на рабочие орбиты и управляются на них системами управления МВА с корректировкой программы наземными средствами. По завершении жизненного цикла элементов системы они переводятся на траекторию спуска в зону захоронения в Мировом океане. МВА совершают самолетную посадку на выбранный аэродром и, после прохождения регламента, используются повторно. Техническим результатом группы изобретений является создание с минимальными затратами и экологическим ущербом многоцелевой перестраиваемой орбитальной системы на компланарных орбитах. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), преимущественно космических платформ (КП), объединяющих служебные подсистемы и обеспечивающих работу модуля полезной нагрузки (МПН). КП содержит приборный отсек (ПО) в форме прямоугольного параллелепипеда с приборами и оборудованием (2), двигатели коррекции (3) и ориентации (под основанием ПО), поворотные крылья (5) солнечной батареи, а также узлы установки МПН. Некоторые из панелей ПО являются радиаторами. Основным силовым элементом для размещения КП и МПН служит центральная труба (ЦТ) (6), на которой смонтирован ПО. Торцы ЦТ (6) выступают за плоскости панелей ПО. На торцах размещены узлы стыковки с системой отделения. Внутри ЦТ расположены баки рабочего тела для двигателей коррекции (3) и ориентации. Двигатели коррекции (3) могут располагаться на панелях (9) МПН. Технический результат изобретения направлен на снижение массы и повышение плотности компоновки КА, создаваемых на базе КП, на достижение унификации, в т.ч. возможности одновременного запуска нескольких КА, на сокращение трудозатрат при создании КА. 20 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к конструкции и компоновке изделий космической техники или, более точно, к силовой конструкции платформы, входящей в унифицированную платформу космического аппарата, и может быть использовано при создании космических аппаратов различного назначения. Силовая конструкция платформы космического аппарата представляет собой углепластиковую сетчатую конструкцию в форме цилиндрической трубы, установленной одним из своих оснований внутри прямоугольного параллелепипеда коаксионально с его осью. Параллелепипед состоит из панели-основания и верхней панели, соединенных с цилиндрической трубой посредством уголков, а между собой - опорными панелями. Предлагаемое изобретение позволяет добиться унификации конструкции, высоких прочностных характеристик, а также снижения массы платформы. Кроме того, реализация данного технического решения позволяет осуществить одновременный запуск нескольких аппаратов. 4 ил.

Наверх