RU196913U1

RU196913U1 - POWER STRUCTURE OF SPACE VEHICLE HOUSING

Info

Publication number: RU196913U1
Application number: RU2019136817U
Authority: RU
Inventors: Евгений Дмитриевич Мироненко; Станислав Владимирович Авкельгин; Олена Александровна Исеева; Юлия Сергеевна Кравченко; Андрей Викторович Жуков; Владимир Иванович Халиманович; Вадим Петрович Вашкевич
Original assignee: Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнёва"
Priority date: 2020-01-09
Filing date: 2020-01-09
Publication date: 2020-03-19

Abstract

Полезная модель относится к сетчатым конструкциям из композиционных материалов и может быть использована в изделиях авиационной и ракетно-космической техники.Силовая конструкция корпуса (СКК) космического аппарата (КА) предназначена для крепления модулей КА с бортовой и целевой аппаратурой, крыльев солнечной батареи, баков хранения рабочего тела, а также, элементов системы отделения и стыковки с попутным КА.Задачами, на решение которых направлено заявляемое техническое решение являются: совершенствование конструкции СКК КА, повышение надежности, технологичности и степени унификации.Поставленные задачи решаются за счет того что СКК КА содержит оболочку вращения, выполненную из композиционного материала полой цилиндрической формы, имеющую анизогридную сетчатую структуру, образованную посредством пересечения между собой спиральных и кольцевых ребер с формированием ячеек двух типоразмеров. При этом на торцах сетчатой оболочки закреплены усиливающие элементы – шпангоуты, которые образованы замкнутыми по окружности профилями прямоугольного сечения и имеют профилирующие пазы под ребра сетчатой структуры.Техническими результатами являются:– достижение баланса оптимальных значений основных параметров СКК КА в соответствии с современными требованиями;– реализация возможности одновременного выведения на орбиту нескольких КА.The utility model relates to mesh structures made of composite materials and can be used in aviation and rocket and space technology products. The power structure of the hull (SCC) of the spacecraft (SC) is intended for fastening spacecraft modules with onboard and target equipment, the wings of the solar battery, storage tanks the working fluid, as well as the elements of the separation and docking system with the associated spacecraft. The tasks to be solved by the claimed technical solution are: improving the design of the spacecraft spacecraft, increasing reliability, manufacturability and degree of unification. The tasks are solved due to the fact that the spacecraft CCM contains a rotation shell made of a hollow cylindrical composite material having an anisogrid mesh structure formed by the intersection of spiral and circular ribs with the formation of cells of two sizes. At the same time, reinforcing elements are fixed on the ends of the mesh shell - frames, which are formed by circular profiles of rectangular cross-section and having profiling grooves under the edges of the mesh structure. Technical results are: - achieving the balance of the optimal values of the basic parameters of the spacecraft SCC in accordance with modern requirements; - implementation the possibility of simultaneously launching several spacecraft into orbit.

Description

Полезная модель относится к сетчатым конструкциям из композиционных материалов и может быть использована в изделиях авиационной и ракетно-космической техники.The utility model relates to mesh structures made of composite materials and can be used in aircraft and rocket and space technology.

Силовая конструкция корпуса (СКК) космического аппарата (КА) предназначена для крепления модулей КА с бортовой и целевой аппаратурой, крыльев солнечной батареи, баков хранения рабочего тела, а также, элементов системы отделения и стыковки с попутным КА.The power structure of the hull (SCC) of the spacecraft (SC) is intended for mounting spacecraft modules with on-board and target equipment, the wings of the solar battery, storage tanks for the working fluid, as well as elements of the separation and docking system with the associated spacecraft.

СКК КА должна иметь заданную несущую способность, обеспечивающую ее целостность при внешних воздействиях, т.е. обладать повышенной жесткостью и прочностью. Другими требованиями, предъявляемыми к СКК КА, являются требования по обеспечению оптимальных значений основных параметров:CCM of the spacecraft must have a given bearing capacity, ensuring its integrity under external influences, i.e. possess increased rigidity and strength. Other requirements for the SCC of the spacecraft are requirements to ensure optimal values of the main parameters:

– высокой степени надежности;- high degree of reliability;

– высокой степени унификации;- a high degree of unification;

– высокой степени технологичности;- a high degree of manufacturability;

– размеростабильности;- dimensional stability;

– низкой себестоимости.- low cost.

При производстве КА значительную роль играет срок изготовления его составных частей. Применение технической унификации при изготовлении СКК КА позволяет сократить время на адаптацию под конкретный КА, способствует реализации возможности более широкого применения СКК при создании КА различного целевого назначения.In the production of spacecraft, a significant role is played by the production time of its components. The use of technical unification in the manufacture of SCM spacecraft can reduce the time for adaptation to a specific spacecraft, contributes to the realization of the possibility of wider use of the spacecraft when creating spacecraft for various purposes.

На данный момент, как в отечественном, так и зарубежном производстве КА негерметичного типа, применяется модульный принцип построения, при котором КА состоит из нескольких конструктивно и функционально обособленных модулей, например модуля служебных систем и модуля полезной нагрузки, которые крепятся к одному каркасу. Основные варианты исполнения СКК КА могут быть представлены в виде:At the moment, both in domestic and foreign production of spacecraft of a leak-tight type, the modular construction principle is applied, in which the spacecraft consists of several structurally and functionally separate modules, for example, a service system module and a payload module, which are attached to one frame. The main options for the performance of the CCM spacecraft can be represented as:

– конструкции из сотовых сэндвич-панелей (обшивок с сотовым заполнителем между ними);- structures made of honeycomb sandwich panels (casing with honeycomb core between them);

– монолитной конструкции, без применения сотового заполнителя;- monolithic construction, without the use of honeycomb;

– оболочки вращения имеющей сетчатую структуру.- shell rotation having a mesh structure.

Известно, что из представленных выше вариантов исполнения оптимальными параметрами с учетом требований, указанных выше обладают оболочки вращения, имеющие сетчатую структуру, несущими элементами которой являются ребра, обеспечивающие одновременно мембранную и изгибную жесткость конструкции. Также сетчатые оболочки, при наличии кольцевых ребер, обладают свойствами самостабилизации. Геометрическая форма СКК в виде полого цилиндра, способствует равномерному распределению нагрузки на конструкцию в целом, а также позволяет осуществить попутное выведение нескольких КА одновременно, при этом выполняя соответствие условию размещения КА соосно с осью симметрии ракеты-носителя.It is known that of the above options, the optimal parameters, taking into account the requirements indicated above, have shells of revolution having a mesh structure, the supporting elements of which are ribs, which simultaneously provide membrane and flexural rigidity. Also, mesh shells, in the presence of annular ribs, have the properties of self-stabilization. The geometric shape of the CCM in the form of a hollow cylinder, contributes to the uniform distribution of the load on the structure as a whole, and also allows for the simultaneous removal of several spacecraft simultaneously, while fulfilling the condition for placing the spacecraft coaxially with the axis of symmetry of the launch vehicle.

Также известно, что применение полимерных композиционных материалов в качестве материала изготовления СКК КА позволяет снизить массу конструкций в среднем на 15–30 % по сравнению с металлическими конструкциями, помимо этого современные композиционные материалы (например, углепластики) превосходят алюминиевые сплавы по удельной жесткости в 2–3 раза, а по удельной прочности в 5–6 раз. Низкий коэффициент температурного расширения полимерных композиционных материалов, обеспечивает размеростабильность конструкции, при воздействии широкого спектра температур в условиях космической среды. СКК КА является интегральной – соединение ребер между собой, а также с другими элементами конструкции реализуется в процессе полимеризации связующего композиционного материала. В настоящее время ребра СКК КА, изготовленные в промышленных условиях из высокомодульных углепластиков имеют модуль упругости 185 ГПа, т.е. приближенный к модулю стали при плотности в 5,2 раза меньшей.It is also known that the use of polymer composite materials as a material for the production of spacecraft SCC allows reducing the weight of structures by an average of 15–30% compared to metal structures; in addition, modern composite materials (for example, carbon fiber reinforced plastics) surpass aluminum alloys in specific stiffness by 2– 3 times, and in specific strength 5–6 times. The low coefficient of thermal expansion of polymer composite materials provides dimensional stability of the structure when exposed to a wide range of temperatures in a space environment. CCM SC is integral - the connection of the ribs with each other, as well as with other structural elements, is realized in the process of polymerization of a binder composite material. Currently, SCM spacecraft ribs manufactured under industrial conditions from high-modulus carbon plastics have an elastic modulus of 185 GPa, i.e. close to steel modulus at a density 5.2 times lower.

СКК КА должна сочетать в себе оптимальные значения основных параметров. Технической проблемой при производстве СКК КА является достижение баланса оптимальных значений основных параметров.CCM SC should combine the optimal values of the main parameters. A technical problem in the production of spacecraft CCM is to achieve a balance of optimal values of the main parameters.

Следует отметить, что выбор при проектировании конфигурации и типа сетчатой конструкции зависит от воздействия комбинации статических и динамических нагрузок на конструкцию конкретного КА в целом и на его положение при выведении на орбиту функционирования. Конфигурация сетчатой оболочки определяется специальным расчетом, при этом сетчатая оболочка может быть выполнена из композиционного материала на основе высокомодульного углеродного волокна, методом «мокрой» намотки.It should be noted that the choice in designing the configuration and type of mesh structure depends on the effect of a combination of static and dynamic loads on the design of a particular spacecraft as a whole and on its position when launching into orbit. The configuration of the mesh shell is determined by a special calculation, while the mesh shell can be made of composite material based on high-modulus carbon fiber, by the method of "wet" winding.

Таким образом, СКК КА представляет собой оболочку вращения, выполненную из композиционного материала полой цилиндрической формы, имеющую анизогридную сетчатую структуру, образованную посредством пересечения между собой спиральных и кольцевых ребер с формированием ячеек двух типоразмеров, при этом на торцах сетчатой оболочки закреплены усиливающие элементы.Thus, the CCM of the spacecraft is a rotation shell made of a hollow cylindrical composite material having an anisogrid mesh structure formed by intersecting spiral and annular ribs with the formation of cells of two sizes, while reinforcing elements are fixed to the ends of the mesh shell.

Из предшествующего уровня техники известны различные конструктивные исполнения СКК сетчатой конструкции с анизотропными свойствами, которые предназначены для крепления элементов конструкции КА и представлены в ряде описаний изобретений к патентам РФ:From the prior art, various structural designs of a CCM of a mesh structure with anisotropic properties are known, which are intended for fastening the structural elements of the spacecraft and are presented in a number of descriptions of inventions to Russian patents:

– Патент № 2392122 «Сетчатая оболочка вращения из композиционных материалов», образованная из повторяющихся по толщине стенки оболочки слоев систем перекрещивающихся спиральных, продольных и кольцевых лент из однонаправленных нитей, скрепленных полимерным связующим, образующих спиральные, кольцевые, продольные и дополнительные ребра. Дополнительные ребра ориентированы в продольном направлении. Дополнительные ребра короче длины образующей и неравномерно распределены по длине и периметру. Недостатком известной конструкции является наличие продольных и дополнительных ребер, а также неравномерное распределение кольцевых, продольных и дополнительных ребер, что в совокупности формирует сетчатую структуру с большим количеством ячеек разных форм и размеров, что в дальнейшем приводит к высокой трудоемкости при проектировании, изготовлении и монтаже закладных элементов СКК КА.- Patent No. 2392122 "Mesh sheath of rotation from composite materials", formed from layers of systems of intersecting spiral, longitudinal and annular ribbons of unidirectional filaments, fastened with a polymeric binder, forming spiral, annular, longitudinal and additional ribs repeated over the thickness of the shell wall. Additional ribs are oriented in the longitudinal direction. Additional ribs are shorter than the length of the generatrix and are unevenly distributed along the length and perimeter. A disadvantage of the known design is the presence of longitudinal and additional ribs, as well as an uneven distribution of annular, longitudinal and additional ribs, which together forms a mesh structure with a large number of cells of different shapes and sizes, which subsequently leads to high complexity in the design, manufacture and installation of mortgages CCM spacecraft elements.

– Патент № 2384460 «Сетчатая оболочка в виде тела вращения из композиционных материалов», содержит спиральные и кольцевые ребра, образованные из повторяющихся по толщине стенки оболочки слоев систем перекрещивающихся спиральных и кольцевых лент. Ленточные наклонные переходы между кольцевыми лентами равномерно смещены друг относительно друга в окружном и спиральном направлениях и выполнены в виде одного семейства конгруэнтных непрерывных кольцевых зигзагообразных спиралей, расположенных по кольцевым поверхностям, общим с кольцевыми поверхностями слоев систем перекрещивающихся спиральных и кольцевых лент. Вершины зигов примыкают к кольцевым лентам кольцевых ребер, перекрещивающихся в промежутке между ними со спиральными или со спиральными и кольцевыми лентами соответственно спиральных и кольцевых ребер, с образованием кольцевых зигзагообразных ребер, размещенных преимущественно на концах оболочки. Недостатком указанного аналога является наличие защитного слоя – обшивки, значительно утяжеляющей конструкцию. Кроме того при установке закладных элементов на подобную конструкцию требуется выполнять механическую обработку обшивки (сверление отверстий, фрезерование окон в ячейках), непрозрачность которой увеличивает риск повреждения ребер сетчатой структуры.- Patent No. 2384460 "Mesh sheath in the form of a body of revolution from composite materials", contains spiral and annular ribs formed from layers of systems of intersecting spiral and annular ribbons repeated along the wall thickness of the shell. The inclined ribbon transitions between the annular ribbons are uniformly offset from each other in the circumferential and spiral directions and are made in the form of one family of congruent continuous annular zigzag spirals located along the annular surfaces common with the annular surfaces of the layers of the systems of intersecting spiral and annular ribbons. The vertices of the zigs adjoin the annular ribbons of the annular ribs that intersect in the gap between them with spiral or with spiral and annular ribbons, respectively, of spiral and annular ribs, with the formation of annular zigzag ribs located mainly at the ends of the shell. The disadvantage of this analogue is the presence of a protective layer - skin, significantly weighting the design. In addition, when installing embedded elements on such a structure, it is necessary to perform mechanical processing of the casing (drilling holes, milling windows in cells), the opacity of which increases the risk of damage to the edges of the mesh structure.

Общим недостатком указанных выше аналогов, является отсутствие усиливающих элементов на торцах сетчатых конструкций, например металлических шпангоутов с профилируемыми пазами под ребра сетчатой оболочки. Необходимость усиления торцов вызвана тем, что композиционные материалы обладают меньшей прочностью при восприятии локальных нагрузок по сравнению с материалами из металла. Шпангоуты необходимы, например, для крепления КА к адаптеру разгонного блока с одной стороны СКК и стыковки с попутным КА с другой, что предполагает наличие посадочных мест и отверстий в корпусе шпангоута.A common drawback of the above analogues is the lack of reinforcing elements at the ends of the mesh structures, for example, metal frames with profiled grooves for the edges of the mesh shell. The need for reinforcing the ends is due to the fact that composite materials have less strength in the perception of local loads compared to materials made of metal. The frames are necessary, for example, for fastening the spacecraft to the booster adapter on one side of the CCM and docking with the passing spacecraft on the other, which implies the presence of seats and holes in the frame body.

Также известен зарубежный аналог анизогридной сетчатой конструкции, которая может быть использована в изделиях аэрокосмической техники. Зарубежный аналог представлен в описании изобретения к патенту США № 20100065717 «METHOD AND SYSTEM FOR FORMING COMPOSITE GEOMETRIC SUPPORT STRUCTURES». Опорная конструкция представляет собой сетчатую оболочку трехмерной конфигурации полой цилиндрической формы из композиционного материала, которая образована посредством пересечения между собой спиральных, продольных, кольцевых и/или боковых поперечных ребер (опор) с образованием множества узлов. Торцы опорной конструкции могут быть оснащены шпангоутами, имеющими аэродинамический профиль. Недостатком данного аналога является отсутствие интеграции шпангоута в конструкцию в целом, связанной с отсутствием пазов для ребер сетчатой оболочки в корпусе шпангоута, что приводит к потере прочности, жесткости конструкции, а также снижению надежности соединения ребер сетчатой оболочки со шпангоутом. Помимо этого в данной опорной конструкции имеются продольные ребра, что приводит к увеличению массы.Also known is a foreign analogue of the anisogrid mesh structure, which can be used in aerospace engineering products. A foreign analogue is presented in the description of the invention to US patent No. 20100065717 "METHOD AND SYSTEM FOR FORMING COMPOSITE GEOMETRIC SUPPORT STRUCTURES". The support structure is a mesh shell of a three-dimensional hollow cylindrical configuration made of composite material, which is formed by intersecting spiral, longitudinal, annular and / or lateral transverse ribs (supports) with the formation of many nodes. The ends of the supporting structure can be equipped with frames having an aerodynamic profile. The disadvantage of this analogue is the lack of integration of the frame into the structure as a whole, due to the absence of grooves for the edges of the mesh shell in the frame body, which leads to a loss of strength, rigidity of the structure, as well as a decrease in the reliability of the connection of the edges of the mesh shell with the frame. In addition, in this supporting structure there are longitudinal ribs, which leads to an increase in mass.

Исходя из назначения и наиболее близкой совокупности существенных признаков в качестве ближайшего аналога (прототипа) выбрана «Силовая конструкция платформы космического аппарата», известная из описания изобретения к патенту РФ № 2622304, которая содержит оболочку вращения, выполненную из композиционного материала полой цилиндрической формы, имеющую сетчатую структуру, образованную посредством пересечения между собой ребер, при этом на торцах сетчатой оболочки закреплены усиливающие элементы (в виде шпангоутов, которые изображены на чертежах прототипа). Сетчатая конструкция в данном случае имеет изогридный тип, характеризующийся ячейками одного типоразмера с равномерным размещением их по всему объему оболочки с однородными свойствами. Недостатком ближайшего аналога является низкая несущая способность изогридной сетчатой оболочки, обусловленная отсутствием кольцевых ребер, что снижает гарантию надежности СКК при одновременном выведении попутных КА (приложение осевой нагрузки к СКК КА) и может привести к разрушению ребер сетчатой оболочки.Based on the purpose and the closest set of essential features, as the closest analogue (prototype), the “Power structure of the spacecraft platform”, known from the description of the invention to the RF patent No. 2622304, which contains a rotation shell made of a hollow cylindrical composite material having a mesh a structure formed by intersecting ribs with each other, while reinforcing elements (in the form of frames, which are shown on ertezhah prototype). The mesh design in this case is of isogrid type, characterized by cells of the same size with their uniform distribution throughout the shell with homogeneous properties. The disadvantage of the closest analogue is the low bearing capacity of the isogrid mesh shell, due to the absence of annular ribs, which reduces the guarantee of the reliability of the CCM while simultaneously removing associated SCs (application of the axial load to the CCM of the SC) and can lead to the destruction of the edges of the mesh shell.

Задачами, на решение которых направлено заявляемое техническое решение являются: совершенствование конструкции СКК КА, повышение надежности, технологичности и степени унификации.The tasks to be solved by the claimed technical solution are: improving the design of the spacecraft's spacecraft, improving reliability, manufacturability and the degree of unification.

Поставленные задачи решаются за счет того что СКК КА содержит оболочку вращения, выполненную из композиционного материала полой цилиндрической формы, имеющую анизогридную сетчатую структуру, образованную посредством пересечения между собой спиральных и кольцевых ребер с формированием ячеек двух типоразмеров. При этом на торцах сетчатой оболочки закреплены усиливающие элементы – шпангоуты, которые образованы замкнутыми по окружности профилями прямоугольного сечения и имеют профилирующие пазы под ребра сетчатой структуры.The tasks are solved due to the fact that the spacecraft CCM contains a rotation shell made of a hollow cylindrical composite material having an anisogrid mesh structure formed by intersecting spiral and circular ribs with the formation of cells of two sizes. At the same time, reinforcing elements are fixed at the ends of the mesh shell - frames, which are formed by rectangular profiles closed around the circumference and have profiling grooves under the edges of the mesh structure.

Спиральные ребра могут быть образованы профилями прямоугольного сечения, одна половина которых ориентирована под углом к плоскости шпангоутов, а вторая половина ориентирована зеркально первой половине, при этом спиральные ребра расположены с равным угловым шагом вдоль цилиндрической поверхности сетчатой оболочки и соединяют шпангоуты между собой.Spiral ribs can be formed by profiles of rectangular cross-section, one half of which is oriented at an angle to the plane of the frames, and the second half is oriented specularly to the first half, while the spiral ribs are located with equal angular pitch along the cylindrical surface of the mesh shell and connect the frames to each other.

Кольцевые ребра, могут быть образованы замкнутыми по окружности профилями прямоугольного сечения, ориентированы перпендикулярно оси симметрии сетчатой оболочки и расположены между шпангоутами, с равным шагом друг от друга.Ring ribs can be formed by circular profiles closed by a circular cross section, oriented perpendicular to the axis of symmetry of the mesh shell and located between frames, with equal steps from each other.

Сетчатая структура может быть выполнена из композиционного материала на основе высокомодульного углеродного волокна, методом «мокрой» намотки.The mesh structure can be made of composite material based on high-modulus carbon fiber, the method of "wet" winding.

Один из шпангоутов (который крепится к адаптеру), может выступать за плоскость цилиндрической поверхности сетчатой оболочки.One of the frames (which is attached to the adapter) may protrude beyond the plane of the cylindrical surface of the mesh shell.

Шпангоуты могут быть выполнены с посадочными местами и технологическими отверстиями, из металлических сплавов или из композиционных материалов, а также иметь включения элементов выполненных из металлических сплавов.The frames can be made with seats and technological holes, from metal alloys or from composite materials, and also have inclusions of elements made of metal alloys.

Техническими результатами при использовании СКК КА с приведенной совокупностью признаков являются:Technical results when using the CCM spacecraft with a given set of features are:

– достижение баланса оптимальных значений основных параметров СКК КА в соответствии с современными требованиями к техническим и эксплуатационным характеристикам;- achieving a balance of optimal values of the basic parameters of the spacecraft CCM in accordance with modern requirements for technical and operational characteristics;

– сокращение сроков проектирования, изготовления и наземной экспериментальной отработки посредством формирования сетчатой структуры с минимальным количеством ячеек разных форм и размеров;- reducing the time of design, manufacture and ground experimental testing through the formation of a mesh structure with a minimum number of cells of different shapes and sizes;

– обеспечение гарантии целостности СКК КА при стыковке с сопрягаемыми конструкциями, посредством организации усиления торцевых кольцевых ребер шпангоутами с посадочными местами и технологическими отверстиями;- providing a guarantee of the integrity of the spacecraft CCM when docking with mating structures, by organizing the reinforcement of the end annular ribs with frames with seats and technological holes;

– реализация возможности одновременного выведения на орбиту нескольких КА.- implementation of the possibility of simultaneous launching of several spacecraft into orbit.

Сущность полезной модели поясняется чертежами, представленными фигурами 1–4, где:The essence of the utility model is illustrated by the drawings, presented by figures 1-4, where:

– на фиг. 1 изображен вид общий СКК КА;- in FIG. 1 shows a view of a general CCM of the spacecraft;

– на фиг. 2 изображены конструктивные особенности СКК КА;- in FIG. 2 shows the design features of the spacecraft;

– на фиг. 3 изображен вид сверху на СКК КА (шпангоут для крепления попутной полезной нагрузки);- in FIG. 3 shows a top view of the spacecraft CCM (frame for mounting the associated payload);

– на фиг. 4 изображен вид снизу на СКК КА (шпангоут для крепления к адаптеру).- in FIG. 4 shows a bottom view of the spacecraft CCM (frame for attaching to the adapter).

СКК КА содержит оболочку вращения, выполненную из композиционного материала полой цилиндрической формы, имеющую анизогридную сетчатую структуру, образованную посредством пересечения между собой спиральных и кольцевых ребер 1, 2 с формированием ячеек двух типоразмеров 3 и 4 соответственно. При этом на торцах сетчатой оболочки закреплены усиливающие элементы – шпангоуты 5 и 6, которые образованы замкнутыми по окружности профилями прямоугольного сечения и имеют профилирующие пазы под ребра 1 и 2 сетчатой структуры.The CCM SC contains a rotation shell made of a hollow cylindrical composite material having an anisogrid mesh structure formed by intersecting spiral and annular ribs 1, 2 with each other with the formation of cells of two sizes 3 and 4, respectively. At the same time, reinforcing elements are attached to the ends of the mesh shell - frames 5 and 6, which are formed by rectangular profiles closed around the circumference and have profiling grooves for ribs 1 and 2 of the mesh structure.

Спиральные ребра 1 могут быть образованы профилями прямоугольного сечения, одна половина которых ориентирована под углом к плоскости шпангоутов 5 и 6, а вторая половина ориентирована зеркально первой половине, при этом спиральные ребра 1 расположены с равным угловым шагом вдоль цилиндрической поверхности сетчатой оболочки и соединяют шпангоуты 5 и 6 между собой.The spiral ribs 1 can be formed by profiles of rectangular cross-section, one half of which is oriented at an angle to the plane of the frames 5 and 6, and the second half is oriented mirrored to the first half, while the spiral ribs 1 are located with equal angular pitch along the cylindrical surface of the mesh shell and connect the frames 5 and 6 among themselves.

Кольцевые ребра 2, могут быть образованы замкнутыми по окружности профилями прямоугольного сечения, ориентированы перпендикулярно оси симметрии сетчатой оболочки и расположены между шпангоутами 5 и 6, с равным шагом друг от друга.The annular ribs 2, can be formed by circularly closed profiles of rectangular cross section, oriented perpendicular to the axis of symmetry of the mesh shell and are located between the frames 5 and 6, with equal steps from each other.

Один из шпангоутов 6 (который крепится к адаптеру), может выступать за плоскость цилиндрической поверхности сетчатой оболочки.One of the frames 6 (which is attached to the adapter) may protrude beyond the plane of the cylindrical surface of the mesh shell.

Шпангоуты 5 и 6 могут быть выполнены с посадочными местами 7 для установки силовых замков при креплении к адаптеру и технологическими отверстиями 8 и 9 для крепления с сопрягаемыми конструкциями, также могут быть из металлических сплавов или из композиционных материалов, при этом иметь включения элементов 10 (накладок), выполненных из металлических сплавов.The frames 5 and 6 can be made with seats 7 for installing power locks when attaching to the adapter and technological holes 8 and 9 for mounting with mating structures, can also be made of metal alloys or composite materials, while having elements 10 (overlays ) made of metal alloys.

СКК КА изготавливается с учетом требований к конструкции с использованием технологии изготовления методом «мокрой» намотки угольной нити, пропитанной эпоксидным связующим.CCM SC is made taking into account the requirements for the design using the manufacturing technology of the method of "wet" winding of a carbon fiber impregnated with an epoxy binder.

Намотка – процесс изготовления высокопрочных армированных изделий, форма которых определяется вращением произвольных образующих. При этом способе армирующий материал (угольная нить) укладывается по заданной траектории на вращающуюся оправку, которая определяет внутреннюю геометрию изделия. Winding is the process of manufacturing high-strength reinforced products, the shape of which is determined by the rotation of arbitrary generators. In this method, the reinforcing material (carbon fiber) is laid along a predetermined path onto a rotating mandrel, which determines the internal geometry of the product.

Методом намотки формируют изделия, работающие в специфических условиях нагружения, таких как внутреннее или наружное давление, сжимающие или крутящие нагрузки. Изделия проектируются и изготавливаются с высокой степенью точности. By winding, articles are formed that work under specific loading conditions, such as internal or external pressure, compressive or torque loads. Products are designed and manufactured with a high degree of accuracy.

Полученные при намотке углепластиковые конструкции имеют ряд преимуществ перед аналогичными изделиями из традиционных материалов. В первую очередь это высокая прочность при малом собственном весе, что позволяет добиться оптимального соотношения массы конструкции и полезной нагрузки. Другими преимуществами метода намотки являются: The carbon fiber structures obtained by winding have a number of advantages over similar products from traditional materials. First of all, it is high strength with low dead weight, which allows to achieve the optimal ratio of the mass of the structure and the payload. Other advantages of the winding method are:

– быстрый и поэтому экономически выгодный метод укладки армирующего материала; - fast and therefore cost-effective method of laying reinforcing material;

– недорогие материалы.- inexpensive materials.

«Мокрая» намотка обеспечивает повышенную формуемость изделий, поэтому преимущественно применяется при изготовлении крупногабаритных оболочек сложной конфигурации.“Wet” winding provides increased formability of products, therefore it is mainly used in the manufacture of large-sized shells of complex configuration.

Ребра сетчатой оболочки выполнены из углеродной нити марки M46J и связующего ЭХД-МД. СКК КА характеризуется следующими параметрами:The ribs of the retina are made of carbon fiber brand M46J and a binder ECD-MD. CCM SC is characterized by the following parameters:

– высота ребер 21 мм;- height of ribs 21 mm;

– толщина спиральных ребер от 5 до 6 мм;- the thickness of the spiral ribs from 5 to 6 mm;

– толщина кольцевых ребер от 2 до 3 мм;- the thickness of the annular ribs from 2 to 3 mm;

– угол ориентации спиральных ребер относительно образующей 14°.- the orientation angle of the spiral ribs relative to the generatrix of 14 °.

Применение унификации при изготовлении данной СКК КА также дает технико-экономические преимущества, выраженные в снижении издержек и сроков производства посредством применения типовых технологических процессов при создании ряда модификаций СКК для КА различного целевого назначения.The application of unification in the manufacture of this SCC spacecraft also provides technical and economic advantages, expressed in reducing costs and production time through the use of standard technological processes when creating a number of modifications of the CCM for spacecraft for various purposes.

Claims

1. The power structure of the spacecraft’s hull, comprising a rotation shell made of a hollow cylindrical composite material having a mesh structure formed by intersecting spiral ribs, while reinforcing elements are fixed at the ends of the mesh shell, characterized in that the mesh structure has an anisogrid type and is made with ring ribs, which together with spiral ribs form cells of two standard sizes, and reinforcing elements - frames They are defined by rectangular profiles closed around the circumference and have profiling grooves under the edges of the mesh structure.

2. The power structure of the housing according to claim 1, characterized in that the spiral ribs are formed by profiles of rectangular cross-section, one half of which is oriented at an angle to the plane of the frames, and the second half is mirror-oriented to the first half, while the spiral ribs are located with an equal angular pitch along the cylindrical the surface of the retina and connect the frames to each other.

3. The power structure of the body according to claim 1, characterized in that the annular ribs are formed by circular profiles of rectangular cross section, oriented perpendicular to the axis of symmetry of the mesh shell and are located between frames with equal pitch from each other.

4. The power structure of the housing according to claim 1, characterized in that the mesh structure is made of composite material based on high modulus carbon fiber by the method of "wet" winding.

5. The power structure of the housing according to claim 1, characterized in that one of the frames protrudes beyond the plane of the cylindrical surface of the mesh shell.

6. The power structure of the housing according to claim 1, characterized in that the frames are made with seats and technological holes.

7. The power structure of the housing according to claim 1, characterized in that the frames are made of metal alloys or composite materials.

8. The power structure of the housing according to claim 1, characterized in that the frames have inclusions of elements made of metal alloys.