RU101011U1

RU101011U1 - SPACE VEHICLE

Info

Publication number: RU101011U1
Application number: RU2010135320/11U
Authority: RU
Inventors: Александр Игоревич Галькевич; Евгений Парфенович Екимов; Анатолий Алексеевич Безруков; Александр Викторович Котов; Евгений Аркадьевич Голубев; Александр Анатольевич Усольцев
Original assignee: ОАО "Спутниковая система "Гонец"
Priority date: 2010-08-25
Filing date: 2010-08-25
Publication date: 2011-01-10

Abstract

1. Космический аппарат, содержащий приборный отсек с корпусом из сотопанелей, внутри которого размещена бортовая аппаратура, отличающийся тем, что приборный отсек выполнен в виде шестигранной призмы с шестью боковыми панелями, а также нижней, центральной и верхней панелями, при этом две оппозитные боковые сотопанели снабжены тепловыми трубами и выполнены в виде панелей-радиаторов, на которых установлены тепловыделяющие элементы бортовой аппаратуры. ! 2. Космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что плоскости панелей-радиаторов в ориентированном рабочем положении космического аппарата на орбите расположены параллельно световому солнечному потоку. 1. A spacecraft containing an instrument compartment with a housing made of honeycomb panels, inside of which on-board equipment is located, characterized in that the instrument compartment is made in the form of a hexagonal prism with six side panels, as well as a lower, central and upper panel, while two opposed side honeycomb panels equipped with heat pipes and made in the form of radiator panels, on which fuel elements of the on-board equipment are installed. ! 2. The spacecraft according to claim 1, characterized in that the planes of the radiator panels in the oriented operating position of the spacecraft in orbit are parallel to the solar light flux.

Description

Полезная модель относится к конструкциям космической техники и может быть использована при проектировании космических аппаратов различного назначения.The utility model relates to the construction of space technology and can be used in the design of spacecraft for various purposes.

Известны космические аппараты (КА), включающие центральный отсек с бортовой аппаратурой (см. патент US №4715566, кл. B64G 1/10, 244-159, 1987 г.; патент RU №2089466, М. кл. B64G 1/22, 1997 г.).Known spacecraft (SC), including a central compartment with on-board equipment (see US patent No. 4715566, class B64G 1/10, 244-159, 1987; patent RU No. 2089466, M. class B64G 1/22, 1997).

Недостатком этих КА является сравнительно большая масса конструкционных элементов и невысокая плотность компоновки элементов бортовой аппаратуры.The disadvantage of these spacecraft is the relatively large mass of structural elements and the low density of the layout of the elements of the onboard equipment.

Наиболее близким аналогом, выбранным в качестве прототипа заявленной полезной модели является КА, приборный отсек которого выполнен в виде четырехгранной призмы из сотопанелей, внутри которого размещена бортовая аппаратура, (см. патент RU №2319646, М. кл. B64G 1/22, 2006 г).The closest analogue selected as a prototype of the claimed utility model is a spacecraft, the instrument compartment of which is made in the form of a tetrahedral prism of honeycomb panels, inside which airborne equipment is located (see patent RU No. 2319646, M. class B64G 1/22, 2006 )

Недостатком этого КА является то, что четырехгранная форма приборного отсека (ПО) имеет сравнительно низкий полезный объем (в сравнении с многогранной формой), соответственно и сравнительно невысокую плотность компоновки. Кроме того, в этом КА не решена проблема эффективного теплоотвода от тепловыделяющих элементов бортовой аппаратуры (БА), что снижает надежность КА и приводит к необходимости введения дополнительных конструктивных элементов, повышающих его массу.The disadvantage of this spacecraft is that the tetrahedral shape of the instrument compartment (PO) has a relatively low usable volume (in comparison with the polyhedral shape), respectively, and a relatively low layout density. In addition, this spacecraft has not solved the problem of efficient heat removal from the fuel elements of the onboard equipment (BA), which reduces the reliability of the spacecraft and leads to the need to introduce additional structural elements that increase its mass.

Задачей, решаемой предложенной полезной моделью, является увеличение плотности компоновки конструктивных элементов КА и повышение его надежности.The problem solved by the proposed utility model is to increase the density of the layout of the structural elements of the spacecraft and increase its reliability.

Решение указанной задачи обеспечено тем, что КА, содержащий ПО с корпусом из сотопанелей, внутри которого размещена БА, согласно предложенной полезной модели, ПО выполнен в виде шестигранной призмы с шестью боковыми панелями, а также нижней, центральной и верхней панелями, при этом две оппозитные боковые сотопанели, (которые в рабочем, сориентированном положении КА на орбите расположены параллельно световому солнечному потоку), снабжены тепловыми трубами (ТТ) и выполнены в виде панелей-радиаторов, на которых установлены тепловыделяющие элементы БА.The solution to this problem is ensured by the fact that the spacecraft containing software with a casing made of honeycomb panels, inside which the BA is located, according to the proposed utility model, the software is made in the form of a hexagonal prism with six side panels, as well as the lower, central and upper panels, with two opposed lateral honeycomb panels (which are in the working, oriented position of the spacecraft in orbit parallel to the solar light flux), are equipped with heat pipes (TT) and are made in the form of radiator panels on which heat ementy BA.

Это обеспечивает максимальное использование объема грузового отсека ракеты-носителя при выводе КА на орбиту, а также повышает плотность компоновки в объеме ПО элементов БА с эффективным отводом тепла от ее тепловыделяющих элементов.This ensures maximum utilization of the cargo compartment of the launch vehicle during the launch of the spacecraft into orbit, and also increases the density of the arrangement in the software volume of the BA elements with efficient heat removal from its fuel elements.

Полезная модель иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан общий вид (в аксонометрической проекции) приборного отсека КА; на фиг.2 (А, Б) - фрагменты продольных разрезов сотопанелей.The utility model is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows a general view (in axonometric projection) of the instrument compartment of a spacecraft; figure 2 (A, B) - fragments of longitudinal sections of honeycomb panels.

Предложенный КА содержит ПО, корпус которого выполнен в виде шестигранной призмы, образованной сотопанелями 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9. В рабочем положении на орбите КА сориентирован таким образом, что его плоскость XOY совмещена с плоскостью Солнце-объект-Земля с совпадением оси КА (ОХ) с радиус-вектором, при этом боковые сотопанели 4 и 7 ПО, перпендикулярные к осям +OZ, -OZ, соответственно постоянно сориентированы параллельно солнечному световому потоку. Эти сотопанели снабжены вклеенными тепловыми трубами (ТТ) 10 и выполнены в виде панелей-радиаторов, на которых установлены элементы 11 БА с большим тепловыделением (служебные системы и аппаратура бортового радиотехнического комплекса). На остальных боковых сотопанелях 2, 3, 5, 6 и на центральной 8 и нижней 9 панелях установлены блоки элементов БА не нуждающиеся в интенсивном теплоотводе. Также на центральной панели размещен кронштейн (условно не показан) для установки выдвижной центральной антенны (условно не показана). Верхняя 1, нижняя 9 и центральная 8 сотопанели являются элементами жесткости и прочности корпуса ПО, а также являются несущими элементами конструкции для элементов БА и вспомогательного оборудования. Сотопанели ПО изготовлены из трехслойных клеевых конструкций (см. фиг.2), состоящих из двух наружных обшивок 11а и 11б, сотового заполнителя 12 и закладных элементов 13 (вставок, вкладышей), залитых компаундом 14. Наружные несущие обшивки сотопанелей соединены с сотовым заполнителем при помощи клеевой пленки (условно не показана), при этом сотопанели имеют интерфейсные точки для крепления приборов, оборудования и элементов общей сборки (кронштейны, элементы монтажа трубопроводов и кабелей - условно не показаны) изготовленных из высокопрочных алюминиевых сплавов. На верхней 1 и нижней 9 сотопанелях установлены элементы устройства отделения ПО (см. фиг.1). В верхней сотопанели 1 выполнен центральный круговой вырез 15 для пропуска выдвижного элемента трансформируемой конструкции (антенны - условно не показана) при ее переводе из транспортного (сложенного) положения в рабочее (развернутое) положение. Все сотопанели ПО соединены между собой посредством клеевой пленки. На боковых ребрах ПО закреплены кронштейны (условно не показаны) для установки антенн и другого оборудования.The proposed spacecraft contains software, the body of which is made in the form of a hexagonal prism formed by honeycomb panels 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9. In the operating position in orbit, the spacecraft is oriented in such a way that its XOY plane is aligned with the plane The Sun-object-Earth with the coincidence of the axis of the spacecraft (OX) with the radius vector, while the side honeycombs 4 and 7 PO, perpendicular to the axes + OZ, -OZ, respectively, are constantly oriented parallel to the solar light flux. These honeycomb panels are equipped with glued heat pipes (TT) 10 and are made in the form of radiator panels on which elements 11 of the BA with high heat generation are installed (service systems and equipment of the on-board radio complex). On the other lateral honeycomb panels 2, 3, 5, 6, and on the central 8 and lower 9 panels, blocks of BA elements are installed that do not need intensive heat removal. Also on the central panel is a bracket (not shown conditionally) for installing a retractable central antenna (not shown conditionally). The upper 1, lower 9 and central 8 honeycomb panels are the elements of rigidity and strength of the software housing, and they are also structural supporting elements for BA elements and auxiliary equipment. The honeycomb panels are made of three-layer adhesive structures (see FIG. 2), consisting of two outer skinings 11a and 11b, honeycomb core 12 and embedded elements 13 (inserts, inserts) filled with compound 14. The outer load-bearing skin of honeycomb panels is connected to the honeycomb core at using adhesive film (not shown conventionally), while the honeycomb panels have interface points for fastening devices, equipment and elements of general assembly (brackets, pipe and cable mounting elements - not shown conditionally) made of high-strength aluminum minievyh alloys. On the top 1 and bottom 9 sotopaneli installed elements of the device separation software (see figure 1). In the upper honeycomb panel 1, a central circular cutout 15 is made for passing a retractable element of a transformable structure (antenna — not shown conventionally) when it is transferred from the transport (folded) position to the working (deployed) position. All software panels are interconnected by means of an adhesive film. Brackets are mounted on the side ribs of the software (not shown conditionally) for installing antennas and other equipment.

Работа КА осуществляется следующим образом.The work of the spacecraft is as follows.

После отделения КА от ракетоносителя и вывода КА на заданную орбиту, производится ориентация КА, т.е. совмещения осей КА с базовой системой отсчета, при этом его плоскость XOY совмещается с плоскостью Солнце-объект-Земля, а ось КА (ОХ) совпадает с радиус-вектором, при этом плоскости двух боковых сотопанелей 4 и 7 ПО, перпендикулярные к осям +OZ, -OZ ориентируются вдоль светового солнечного потока, что с водит к минимуму их нагрев от солнечных лучей. За счет этого, а также за счет размещения ТТ в указанных сотопанелях, являющихся радиаторами осуществляется терморегулирование в объеме ПО. Отвод тепла из зон локального тепловыделения в местах размещения на сотопанелях 4 и 7 тепловыделяющих элементов БА при ее работе осуществляется ТТ за счет которых тепло в зонах локального нагрева перераспределяется в относительно более холодные участки радиаторов, что значительно повышает эффективность отвода тепла. Наличие поперечных верхней 1, нижней 9 и центральной 8 сотопанелей обеспечивает требуемую жесткость и прочность корпуса ПО, а размещение на них элементов бортовой аппаратуры и другого оборудования повышает степень заполнения внутреннего пространства ПО.After the spacecraft is separated from the launch vehicle and the spacecraft is put into a given orbit, the spacecraft is oriented, i.e. alignment of the CA axes with the basic reference system, while its XOY plane aligns with the Sun-object-Earth plane, and the SC (OX) axis coincides with the radius vector, while the planes of the two side honeycombs 4 and 7 of the software are perpendicular to the + OZ axes , -OZ are oriented along the solar light flux, which minimizes their heating from sunlight. Due to this, as well as due to the placement of CTs in the specified honeycomb panels, which are radiators, temperature control is carried out in the volume of software. Heat is removed from the zones of local heat release at the locations on the honeycomb panels 4 and 7 of the BA heat-generating elements during its operation by the TT, due to which heat in the local heating zones is redistributed to relatively cooler sections of the radiators, which significantly increases the efficiency of heat removal. The presence of transverse upper 1, lower 9 and central 8 honeycomb panels provides the required rigidity and strength of the software housing, and the placement of elements of on-board equipment and other equipment on them increases the degree of filling the internal space of the software.

Таким образом, предложенная конструкция КА имеет плотную компоновку бортовой аппаратуры и повышенную надежность, которая обеспечивается эффективным отводом тепла от тепловыделяющих элементов бортовой аппаратуры, а также необходимой жесткостью и прочностью корпуса ПО достаточной для его безаварийной эксплуатации.Thus, the proposed design of the spacecraft has a tight layout of on-board equipment and increased reliability, which is ensured by efficient heat removal from the fuel elements of the on-board equipment, as well as the necessary rigidity and strength of the software housing sufficient for its trouble-free operation.

Claims

1. A spacecraft containing an instrument compartment with a housing made of honeycomb panels, inside of which on-board equipment is located, characterized in that the instrument compartment is made in the form of a hexagonal prism with six side panels, as well as a lower, central and upper panel, while two opposed side honeycomb panels equipped with heat pipes and made in the form of radiator panels, on which fuel elements of the on-board equipment are installed.

2. The spacecraft according to claim 1, characterized in that the planes of the radiator panels in the oriented operating position of the spacecraft in orbit are parallel to the solar light flux.