RU183218U1 - Силовая конструкция космического аппарата - Google Patents
Силовая конструкция космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU183218U1 RU183218U1 RU2018108923U RU2018108923U RU183218U1 RU 183218 U1 RU183218 U1 RU 183218U1 RU 2018108923 U RU2018108923 U RU 2018108923U RU 2018108923 U RU2018108923 U RU 2018108923U RU 183218 U1 RU183218 U1 RU 183218U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- power structure
- spacecraft
- panels
- cylindrical
- utility
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 12
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims abstract description 5
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 5
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 abstract description 3
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 10
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 4
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 4
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к конструкциям и компоновке изделий космической техники, а точнее корпусных деталей из полимерных композиционных материалов, в том числе размеростабильных, применяемых в ракетной и авиационной технике, работающих в условиях повышенных нагрузок.
Задачей полезной модели является повышение прочности, жесткости, устойчивости конструкции, размерной стабильности, а также увеличение плотности компоновки оборудования внутри конструкции и снижения ее массы.
Поставленная задача решается тем, что в силовой конструкции космического аппарата, содержащей композитный корпус силовой конструкции, представляющий собой конструкцию в форме цилиндрической оболочки, внутри цилиндрической оболочки вмонтирован блок панелей, согласно заявленной полезной модели, композитный корпус выполнен слоистым, состоящим из двух углепластиковых цилиндрических оболочек - наружной и внутренней, жестко связанных между собой при помощи срединного слоя из легкого алюминиевого сотового заполнителя; на поверхности цилиндрического корпуса выполнены сквозные отверстия прямоугольной формы; блок панелей состоит из горизонтальных и вертикальных панелей, соединенных между собой, а также с корпусом силовой конструкции.
Предлагаемая силовая конструкция космического аппарата позволяет добиться высоких прочностных и жесткостных характеристик космического аппарата в целом, а также позволяет добиться снижения массы корпуса при сохранении его механических характеристик.
Description
Полезная модель относится к конструкциям и компоновке изделий космической техники, а точнее, корпусных деталей из полимерных композиционных материалов, в том числе размеростабильных, применяемых в ракетной и авиационной технике, работающих в условиях повышенных нагрузок.
Известна подкрепленная оболочка вращения из полимерных композиционных материалов (RU №2486101), состоящая из обшивки и набора ребер, располагающихся с внешней стороны обшивки, в конструкцию крайних кольцевых ребер введены отверстия и закладные металлические элементы в виде втулки, устанавливаемые в отверстия.
Недостатком этого устройства является отсутствие внутренних перегородок и вырезов на оболочке, что усложняет процесс монтажа оборудования внутри оболочки.
В качестве ближайшего аналога-прототипа выбрана силовая конструкция платформы космического аппарата (RU №2622304), содержащая 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, соединенных с цилиндрической трубой посредством уголков, а между собой - опорными панелями, закрепленных между собой с помощью кронштейнов; по краю панели-основания верхней панели 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.
Недостатком прототипа является неэффективное использование пространства внутри силового корпуса - это пространство частично занято только топливными баками, в то время как остальное оборудование размещается на поверхности панелей прямоугольного параллелепипеда. Недостатком также является сложность обслуживания установленного внутри силовой конструкции платформы оборудования: при проведении контрольно-юстировочных работ доступ к оборудованию ограничен опорными и приборными панелями параллелепипеда. Помимо этого, размещенное на панелях параллелепипеда оборудование создает дополнительные нагрузки на точки крепления параллелепипеда к центральной силовой трубе. Это приводит к необходимости усиливать эти точки и влечет за собой увеличение массы силовой конструкции платформы в целом.
Задачей полезной модели является повышение прочности, жесткости, устойчивости конструкции, размерной стабильности, а также увеличение плотности компоновки оборудования внутри конструкции и снижения ее массы.
Поставленная задача решается тем, что в силовой конструкции космического аппарата, содержащей композитный корпус силовой конструкции, представляющий собой конструкцию в форме цилиндрической оболочки, внутри цилиндрической оболочки вмонтирован блок панелей, согласно заявленной полезной модели, композитный корпус выполнен слоистым, состоящим из двух углепластиковых цилиндрических оболочек -наружной и внутренней, жестко связанных между собой при помощи срединного слоя из легкого алюминиевого сотового заполнителя; на поверхности цилиндрического корпуса выполнены сквозные отверстия прямоугольной формы и различных размеров; блок панелей состоит из горизонтальных и вертикальных панелей, соединенных между собой, а также с корпусом силовой конструкции.
Техническим результатом полезной модели является:
1. использование в качестве внутреннего и наружного силовых слоев композиционного материала, например углепластика, имеющего высокий модуль упругости и низкий коэффициент линейного теплового расширения, что увеличивает общую прочность конструкции при воздействии механических и температурных нагрузок, а также обеспечивает максимальную размеростабильность;
2. снижение массы конструкции при сохранении механических характеристик за счет применения для срединного слоя легкого алюминиевого сотового заполнителя, что обеспечивает:
- увеличение плотности компоновки оборудования за счет введения в состав конструкции внутренних горизонтальных и вертикальных перегородок;
- повышение удобства обслуживания оборудования внутри конструкции за счет наличия прямоугольных вырезов в цилиндрической оболочке;
- наличие прямоугольных сквозных отверстий (вырезов) переменной в кольцевом направлении ширины позволяет обеспечить необходимую переменную в осевом направлении жесткость.
Силовая конструкция космического аппарата, представленная на Фиг. 1, состоит из композитного корпуса 1 в виде двух углепластиковых цилиндрических оболочек разного диаметра - наружной 2 и внутренней 3 (Фиг. 2), расположенных концентрично и жестко связанных между собой при помощи срединного слоя 4 (Фиг. 2), выполненного из легкого заполнителя, например, алюминиевого сотового заполнителя. В корпусе выполнены сквозные отверстия прямоугольной формы и различных размеров. Прямоугольная форма отверстий позволяет максимально снизить массу конструкции, обеспечивает наибольшее удобство при обслуживании расположенного внутри корпуса оборудования. Переменная в кольцевом направлении ширина отверстий позволяет обеспечить необходимую переменную в осевом направлении жесткость корпуса в целом. Внутри корпуса расположен блок панелей для монтажа оборудования, в том числе топливных баков, состоящий из вертикальных 5 и горизонтальных 6 внутренних перегородок. Вертикальные и горизонтальные перегородки предназначены также для повышения жесткости и устойчивости силовой конструкции космического аппарата в целом. Количество внутренних перегородок и отверстий, их длина, ширина и зоны расположения могут быть различными, зависят от конкретного задания и определяются специальным расчетом. Соединение внутренних перегородок между собой и с корпусом 1 может осуществляться металлическими кронштейнами и углепластиковыми уголками (на фиг. не показаны). В цилиндрической части и в перегородках организованы точки крепления блока панелей и оборудования в виде вставок и закладных элементов (на фиг. не показаны). Соединение силовой конструкции космического аппарата со средством выведения осуществляется с помощью интерфейсного кольца 7.
Описанная выше силовая конструкция космического аппарата работает следующим образом. На начальном этапе сборки внутренние вертикальные 5 и горизонтальные 6 перегородки соединяют между собой с помощью кронштейнов и уголков. Далее на внутренние перегородки устанавливают необходимые приборы и системы космического аппарата. На следующем этапе внутренние перегородки с оборудованием устанавливаются в цилиндрическую часть композитного корпуса 1 и соединяются с ней кронштейнами. В нижней части полученной сборки устанавливают интерфейсное кольцо 7.
Предлагаемая силовая конструкция космического аппарата позволяет добиться высоких прочностных и жесткостных характеристик космического аппарата в целом, а также позволяет добиться снижения массы корпуса при сохранении его механических характеристик.
Claims (2)
1. Силовая конструкция космического аппарата, содержащая композитный корпус силовой конструкции, представляющий собой конструкцию в форме цилиндрической оболочки, внутри цилиндрической оболочки вмонтирован блок панелей, отличающаяся тем, что композитный корпус выполнен слоистым, состоящим из двух углепластиковых цилиндрических оболочек - наружной и внутренней, жестко связанных между собой при помощи срединного слоя из легкого алюминиевого сотового заполнителя; на поверхности цилиндрического корпуса выполнены сквозные отверстия прямоугольной формы; блок панелей состоит из горизонтальных и вертикальных панелей, соединенных между собой, а также с корпусом силовой конструкции.
2. Силовая конструкция космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что сквозные прямоугольные отверстия выполнены различных размеров.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018108923U RU183218U1 (ru) | 2018-03-13 | 2018-03-13 | Силовая конструкция космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018108923U RU183218U1 (ru) | 2018-03-13 | 2018-03-13 | Силовая конструкция космического аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU183218U1 true RU183218U1 (ru) | 2018-09-13 |
Family
ID=63580625
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018108923U RU183218U1 (ru) | 2018-03-13 | 2018-03-13 | Силовая конструкция космического аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU183218U1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5848767A (en) * | 1996-08-05 | 1998-12-15 | The Boeing Company | One piece spacecraft frame |
RU2468968C1 (ru) * | 2011-06-21 | 2012-12-10 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Формостабильная корпусная платформа из композиционного материала (варианты) |
RU2581636C1 (ru) * | 2015-02-17 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Головной обтекатель ракеты |
RU2622304C2 (ru) * | 2015-11-17 | 2017-06-19 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Силовая конструкция платформы космического аппарата |
-
2018
- 2018-03-13 RU RU2018108923U patent/RU183218U1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5848767A (en) * | 1996-08-05 | 1998-12-15 | The Boeing Company | One piece spacecraft frame |
RU2468968C1 (ru) * | 2011-06-21 | 2012-12-10 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Формостабильная корпусная платформа из композиционного материала (варианты) |
RU2581636C1 (ru) * | 2015-02-17 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Головной обтекатель ракеты |
RU2622304C2 (ru) * | 2015-11-17 | 2017-06-19 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Силовая конструкция платформы космического аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN104648693B (zh) | 用于平台载荷一体化的卫星结构 | |
RU2622304C2 (ru) | Силовая конструкция платформы космического аппарата | |
Lacoste et al. | Carbon/carbon extendible nozzles | |
CN104015937B (zh) | 具有开放侧面的航天器 | |
EA031358B1 (ru) | Модульная центральная конструкция для сдвоенного запуска космических летательных аппаратов | |
EA025867B1 (ru) | Система вывода на орбиту нескольких космических аппаратов | |
CN105276073B (zh) | 一种用于光学载荷的多维多级减振装置 | |
US10306984B2 (en) | Toroidal support structures | |
CN105539878A (zh) | 面向多种有效载荷的大型桁架式隔振平台结构 | |
RU183218U1 (ru) | Силовая конструкция космического аппарата | |
CN107097979B (zh) | 一种环形复合材料贮箱结构 | |
RU197021U1 (ru) | Силовая конструкция корпуса космического аппарата | |
RU196827U1 (ru) | Силовая конструкция корпуса космического аппарата | |
CN109387997A (zh) | 一种高刚度轻质空间相机镜筒及其抗振稳定性测试方法 | |
KR20150105687A (ko) | 다원통형 압력 용기 | |
CN113184223A (zh) | 一种发动机支撑装置和运载火箭 | |
US3087882A (en) | Fuel arrangements for use in nuclear reactors having vertical channels | |
RU184328U1 (ru) | Адаптер для выведения нескольких космических аппаратов | |
CN115855012A (zh) | 分布式控制力矩陀螺群安装装置 | |
CN204979260U (zh) | 一种直升机载设备机架 | |
RU2210726C1 (ru) | Ракета космического назначения (варианты) | |
CN112550761B (zh) | 一体化桁架式小卫星主承力结构及设计优化方法 | |
CN112918702A (zh) | 一种高稳定低热变形卫星平台结构 | |
CN211738417U (zh) | 一种发动机支撑装置和运载火箭 | |
US3109551A (en) | Load supporting means |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20210314 |