EA201800476A2 - SPACE PLATFORM - Google Patents
SPACE PLATFORMInfo
- Publication number
- EA201800476A2 EA201800476A2 EA201800476A EA201800476A EA201800476A2 EA 201800476 A2 EA201800476 A2 EA 201800476A2 EA 201800476 A EA201800476 A EA 201800476A EA 201800476 A EA201800476 A EA 201800476A EA 201800476 A2 EA201800476 A2 EA 201800476A2
- Authority
- EA
- Eurasian Patent Office
- Prior art keywords
- spacecraft
- instrument compartment
- space
- space platform
- power
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
- Automatic Assembly (AREA)
Abstract
Настоящее изобретение предназначено для использования в космической технике при создании космических аппаратов. Задачами, на решение которых направлено заявляемое техническое решение, являются улучшение технических и эксплуатационных характеристик космической платформы, увеличение максимальной массы космического аппарата, созданного на базе данной космической платформы, возможность довыведения с геопереходной орбиты в рабочую точку геостационарной орбиты, увеличение функциональности и мощности целевой аппаратуры космических аппаратов. Задачи решаются за счёт того, что заявленная космическая платформа содержит силовую конструкцию корпуса, выполненную в виде сетчатой конструкции из композиционных материалов, на которой размещен приборный отсек, при этом торцы силовой конструкции корпуса выступают за плоскости панелей приборного отсека. На торцах силовой конструкции корпуса размещены узлы стыковки с системой отделения и полезной нагрузкой, а внутри силовой конструкции корпуса расположены баки хранения рабочего тела для двигателей коррекции, ориентации. Приборный отсек выполнен из скрепленных между собой панелей, причем некоторые из них являются панелями-радиаторами. Внутри и снаружи приборного отсека размещаются приборы и оборудование бортовых служебных систем. Снаружи на приборном отсеке размещаются двигатели коррекции, ориентации, узлы стыковки с полезной нагрузкой, поворотные крылья солнечной батареи, складываемые в стартовом состоянии, закрепленные симметрично с двух противоположных сторон приборного отсека с помощью штанг к устройствам поворота крыльев солнечной батареи, причем крылья солнечной батареи выполнены в виде плоских панелей, скрепленных между собой. Также космическая платформа содержит двигатели, обеспечивающие довыведение космического аппарата на геостационарную орбиту, размещенные снаружи приборного отсека, способные изменять своё положение. Техническими результатами, обеспечиваемыми приведенной совокупностью признаков, являются увеличение максимально допустимой массы космического аппарата на базе данной космической платформы за счет усовершенствования силовой конструкции корпуса; довыведение космического аппарата с промежуточной орбиты в рабочую точку геостационарной орбиты за счет использования двигателей электрореактивной двигательной установки; увеличение функциональности и мощности целевой аппаратуры за счёт увеличения максимальной массы космического аппарата; создание универсальной платформы сверхтяжелого класса; уменьшение сроков и стоимости работ по адаптации космических аппаратов к средствам выведения.The present invention is intended for use in space technology when creating spacecraft. The tasks addressed by the claimed technical solution are the improvement of the technical and operational characteristics of the space platform, an increase in the maximum mass of a spacecraft created on the basis of this space platform, the possibility of moving from a geo-transition orbit to a working point of the geostationary orbit, increasing the functionality and power of the target space equipment devices. The tasks are solved due to the fact that the declared space platform contains a power structure of the body, made in the form of a mesh structure made of composite materials, on which the instrument compartment is located, while the ends of the force structure of the body protrude beyond the plane of the instrument panel compartments. At the ends of the hull's power structure there are docking units with a separation system and a payload, and inside the hull's power structure there are tanks for storing the working fluid for correction and orientation motors. The instrument compartment is made of panels fastened together, some of which are radiator panels. Instruments and equipment of onboard service systems are placed inside and outside the instrument compartment. The correction and orientation engines, docking stations with payload, rotary wings of the solar battery, folded in the starting state, fixed symmetrically from two opposite sides of the instrument compartment with rods to the devices of the solar wing wings, are on the outside of the instrument compartment. as flat panels fastened together. The space platform also contains engines that ensure the docking of a spacecraft to a geostationary orbit, located outside the instrument compartment, capable of changing its position. The technical results provided by the above set of features are an increase in the maximum allowable mass of a spacecraft based on this space platform due to the improvement of the power structure of the body; the removal of a spacecraft from an intermediate orbit to a working point of the geostationary orbit due to the use of engines of an electro-jet propulsion system; increasing the functionality and power of the target equipment by increasing the maximum mass of the spacecraft; the creation of a universal platform super heavy class; reducing the time and cost of work on the adaptation of spacecraft to the launch vehicles.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016139998A RU2688630C2 (en) | 2016-10-11 | 2016-10-11 | Space platform |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
EA201800476A2 true EA201800476A2 (en) | 2019-03-29 |
EA201800476A3 EA201800476A3 (en) | 2019-07-31 |
EA035209B1 EA035209B1 (en) | 2020-05-15 |
Family
ID=64746810
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
EA201800476A EA035209B1 (en) | 2016-10-11 | 2017-10-09 | Space platform |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
EA (1) | EA035209B1 (en) |
RU (1) | RU2688630C2 (en) |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2741401C1 (en) * | 2020-01-29 | 2021-01-25 | Андрей Иванович Шумейко | Module with multichannel plasma propulsion system for small spacecraft |
RU207383U1 (en) * | 2021-04-02 | 2021-10-26 | Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнёва" | UNIVERSAL SPACE INSTRUMENT MODULE |
RU2761973C1 (en) * | 2021-05-05 | 2021-12-14 | Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» | Method for connecting the base and instrument panels of the spacecraft payload module |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8448902B2 (en) * | 2011-02-11 | 2013-05-28 | Space Systems/Loral LLC | Satellite having multiple aspect ratios |
RU2569658C2 (en) * | 2014-02-26 | 2015-11-27 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Space platform |
RU2586945C2 (en) * | 2014-07-07 | 2016-06-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method for moving spacecraft to geostationary orbit using low-thrust engines |
-
2016
- 2016-10-11 RU RU2016139998A patent/RU2688630C2/en active
-
2017
- 2017-10-09 EA EA201800476A patent/EA035209B1/en not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2688630C2 (en) | 2019-05-21 |
RU2016139998A (en) | 2018-12-14 |
EA035209B1 (en) | 2020-05-15 |
RU2016139998A3 (en) | 2019-04-04 |
EA201800476A3 (en) | 2019-07-31 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EA201800476A2 (en) | SPACE PLATFORM | |
US20160176533A1 (en) | Removable auxiliary power device for aircraft and aircraft adapted to use at least one such device | |
BR112015028861A2 (en) | dual-mode chemical rocket engine, dual-mode propulsion system, spacecraft, use of a bipropellant combination, and method for pulse generation | |
BR112015028850A2 (en) | dual-mode chemical rocket engine, dual-mode propulsion system, spacecraft, and use of a bipropellant combination | |
RU2011131316A (en) | CARRIER ROCKET | |
RU2018109347A (en) | Unmanned aerial vehicle | |
RU2014110080A (en) | SPACE PLATFORM | |
EA201700198A1 (en) | SPACE PLATFORM | |
RU2605463C2 (en) | Method of transport space system controlling | |
RU2685591C1 (en) | Ballistic missile | |
RU2009116790A (en) | METHOD FOR RELEASING ADDITIONAL USEFUL LOAD AND SPACE DEVICE OF FLEXIBLE ASSEMBLY FOR ITS IMPLEMENTATION | |
RU2480384C2 (en) | Method of placing space apparatus in geostationary orbit and device to this end | |
RU2485025C1 (en) | Two-stage ballistic space shuttle launch system | |
RU2018138820A (en) | DEVICE FOR MASS DELIVERY OF TOURISTS TO THE STRATOSPHERE, TO SUBOBITA AND ORBIT AROUND THE EARTH AND THE FOLLOWING RETURN TO THE EARTH | |
RU2014127670A (en) | METHOD FOR DISCOVERING A SPACE VEHICLE IN A GEOSTATION ORBIT USING LOW-THROUGH ENGINES | |
RU2572277C2 (en) | Spacecraft with extra payload | |
RU2564942C1 (en) | Hybrid craft | |
RU2481496C1 (en) | System for changing thrust vector of rocket engines of carrier rocket with controlled deviation angle | |
RU2509689C1 (en) | Method of long-operating base module delivery to space object surface and spacecraft | |
Kheong et al. | In flight aspect ratio morphing using inflatable wings | |
RU2729748C1 (en) | Cryogenic orbital filling station | |
RU162349U1 (en) | UNMANNED AERIAL VEHICLE | |
RU2742908C2 (en) | Space rocket | |
RU2534159C2 (en) | Control method for aircraft (ac) of helicopter type | |
RU2193510C2 (en) | Orbital aircraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s) |
Designated state(s): AM AZ KG TJ TM |