RU2247683C1 - Module-type spacecraft - Google Patents
Module-type spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2247683C1 RU2247683C1 RU2003114937/11A RU2003114937A RU2247683C1 RU 2247683 C1 RU2247683 C1 RU 2247683C1 RU 2003114937/11 A RU2003114937/11 A RU 2003114937/11A RU 2003114937 A RU2003114937 A RU 2003114937A RU 2247683 C1 RU2247683 C1 RU 2247683C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- equipment
- modules
- module
- central module
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и, в частности, к конструкциям космических аппаратов (спутников).The invention relates to rocket and space technology and, in particular, to the construction of spacecraft (satellites).
Из патентной литературы известны космические аппараты, состоящие из отдельных модулей со стандартными системами и агрегатами (см., например, пат. США №6206327, кл. 244/I58R, B 64 G 1/00, от. 27.03.2001 г.).Spacecraft consisting of separate modules with standard systems and assemblies are known from the patent literature (see, for example, US Pat. No. 6,206,327, CL 244 / I58R, B 64
Из патентной же литературы известна модульная конструкция космического аппарата (для искусственного спутника), содержащая модули бортовой аппаратуры, с возможностью изменения взаимного положения модулей при выведении в составе ракеты-носителя и при автономном функционировании космического аппарата на орбите (см., например, пат. США №6220548, кл. 244/I58R, B 64 G 1/50, от. 24.04.2001 г.).From the patent literature, the modular design of a spacecraft (for an artificial satellite) is known, which contains modules of on-board equipment, with the possibility of changing the relative position of the modules during launch as part of the launch vehicle and with the autonomous functioning of the spacecraft in orbit (see, for example, US Pat. No. 6220548, class 244 / I58R, B 64
Однако в этих конструкциях не предусматриваются пути и средства для повышения точности стабилизации космического аппарата, для исключения загрязнения "холодной" оптики, для решения задачи электромагнитной совместимости, дифференциального подхода к условиям эксплуатации различной аппаратуры, для обеспечения заданной точности ориентации визирных осей оптических приборов.However, these designs do not provide ways and means to improve the accuracy of stabilization of the spacecraft, to eliminate contamination of “cold” optics, to solve the problem of electromagnetic compatibility, a differential approach to the operating conditions of various equipment, to ensure a given accuracy of orientation of the sighting axes of optical instruments.
Задачей данного изобретения является создание модульной конструкции космического аппарата, в которой бы предусматривались средства для достижения технических результатов, таких как повышение точности стабилизации космического аппарата, исключение загрязнения "холодной" оптики, обеспечение электромагнитной совместимости, дифференциального подхода к условиям эксплуатации различной аппаратуры, обеспечение заданной точности ориентации визирных осей оптических приборов.The objective of this invention is to create a modular design of the spacecraft, which would provide means to achieve technical results, such as improving the accuracy of stabilization of the spacecraft, eliminating pollution of "cold" optics, ensuring electromagnetic compatibility, differential approach to operating conditions of various equipment, ensuring the given accuracy orientation of the sighting axes of optical instruments.
Данная задача решается тем, что в модульной конструкции космического аппарата, содержащей модули бортовой аппаратуры с возможностью изменения взаимного положения модулей при выведении в составе ракеты-носителя и при автономном функционировании космического аппарата на орбите, в соответствии с изобретением, один из модулей содержит служебную аппаратуру, а остальные - целевую аппаратуру и командно-измерительные приборы системы управления, например гироскопический измеритель вектора угловой скорости (ГИВУС) и астродатчики, целевая аппаратура установлена в трех модулях: оптическая целевая аппаратура инфракрасного диапазона с охлаждаемыми элементами в центральном модуле, а радиотехническая целевая аппаратура бортового ретранслятора в боковых модулях, имеющих возможность изменять свое положение относительно центрального модуля, оптические приборы целевой аппаратуры и командно-измерительные приборы системы управления космического аппарата установлены на единой размеростабильной раме, выполненной из конструкционных материалов с более низким уровнем коэффициента линейного термического расширения по сравнению с материалами остальной конструкции центрального модуля, и объединены с каркасом центрального модуля через три шарнирные опоры, охлаждаемые элементы оптической целевой аппаратуры соединены с радиаторами, например, низкотемпературными, уровня 190 К, выносимыми за пределы зоны теплового влияния на них конструкции космического аппарата при автономном функционировании космического аппарата на орбите, на модуле, содержащем служебную аппаратуру, установлены солнечные батареи, снижающие вредное динамическое влияние на точность стабилизации космического аппарата за счет жесткости их конструкции и использования привода солнечных батарей с устройством динамической разгрузки или пологим законом нарастания управляющего момента, для выполнения всех необходимых динамических операций космического аппарата, установлены только плазменные двигатели с рабочим телом, исключающим загрязнение оптической целевой аппаратуры инфракрасного диапазона с охлаждаемыми элементами.This problem is solved in that in the modular design of the spacecraft containing modules of the onboard equipment with the ability to change the relative position of the modules during the launch as part of the launch vehicle and with the autonomous functioning of the spacecraft in orbit, in accordance with the invention, one of the modules contains service equipment, and the rest - the target equipment and command and measuring instruments of the control system, for example, a gyroscopic angular velocity vector meter (GIVUS) and astro sensors, target app The equipment is installed in three modules: an infrared optical target equipment with cooled elements in the central module, and an onboard repeater radio target equipment in side modules that can change their position relative to the central module, optical instruments of the target equipment and command and measuring instruments of the spacecraft control system mounted on a single dimensionally stable frame made of structural materials with a lower coefficient level linear thermal expansion in comparison with the materials of the rest of the central module construction, and combined with the central module frame through three hinged supports, the cooled elements of the optical target equipment are connected to radiators, for example, low-temperature, level 190 K, carried outside the heat-affected zone of the space structure spacecraft with autonomous functioning of the spacecraft in orbit, solar cells are installed on a module containing service equipment to reduce harm The dynamic influence on the accuracy of stabilization of the spacecraft due to the rigidity of their design and the use of a solar battery drive with a dynamic unloading device or a gentle law of increasing control moment, to perform all the necessary dynamic operations of the spacecraft, only plasma engines with a working fluid eliminating optical target pollution are installed infrared instruments with cooled elements.
Далее изобретение поясняется более подробно с использованием графических материалов, где на фиг.1 показан общий вид модульной конструкции космического аппарата (КА) при автономном полете КА на орбите; на фиг.2 - та же модульная конструкция КА, но в "разобранном" виде; на фиг.3 - модульная конструкция КА в положении выведения в составе космической головной части (КГЧ) ракеты-носителя (РН).The invention is further explained in more detail using graphic materials, in which Fig. 1 shows a general view of the modular design of a spacecraft (SC) during autonomous flight of a spacecraft in orbit; figure 2 - the same modular design of the spacecraft, but in a "disassembled" form; figure 3 is a modular design of the spacecraft in the position of the launch as part of the space head part (KGCH) of the launch vehicle (LV).
Модульная конструкция космического аппарата (см. фиг.1) содержит модуль 1 со служебной аппаратурой 2 (фиг.2) и сборный модуль целевой аппаратуры, выполненный в виде трех отсеков или модулей: центрального модуля 3 с оптической целевой аппаратурой 4 инфракрасного диапазона с охлаждаемыми элементами и командно-измерительными приборами служебных систем, двух боковых модулей 5 с радиотехнической 6 целевой аппаратурой бортового ретранслятора, имеющих возможность изменять свое положение относительно центрального модуля. Т.е. боковые модули целевой аппаратуры соединены с центральным модулем целевой аппаратуры подвижно, например, через шарнирные, откидывающие или выдвижные соединения.The modular design of the spacecraft (see Fig. 1) contains
Оптические приборы целевой аппаратуры и командно-измерительные приборы 7 системы управления установлены на единой размеростабильной раме 8 (фиг.2), выполненной из конструкционных материалов с более низким уровнем коэффициента линейного термического расширения по сравнению с материалами остальной конструкции центрального модуля и объединены с каркасом 9 центрального модуля через три шарнирные опоры.Optical devices of the target equipment and command-
Охлаждаемые элементы оптической целевой аппаратуры соединены с радиаторами 10, например, низкотемпературными, уровня 190 К, выносимыми за пределы зоны теплового влияния на них конструкции космического аппарата при автономном функционировании КА на орбите.The cooled elements of the optical target equipment are connected to
Для снижения динамического влияния солнечных батарей 11 на точность стабилизации КА используется специальная конструкция СБ повышенной жесткости и привода 12 поворота с устройством динамической разгрузки или пологим законом нарастания управляющего момента.To reduce the dynamic effect of
На модуле, содержащем служебную аппаратуру, для выполнения всех необходимых динамических операций КА установлены только стационарные плазменные двигатели 13 с рабочим телом, исключающим загрязнение оптической целевой аппаратуры инфракрасного диапазона с охлаждаемыми элементами.To carry out all the necessary dynamic operations of the spacecraft, only
Описанная модульная конструкция КА используется и функционирует следующим образом:The described modular design of the spacecraft is used and operates as follows:
Перед стартом ракеты-носителя, предназначенной для запусков на орбиты КА или спутников, в космическую головную часть (КГЧ) устанавливают предлагаемую конструкцию в собранном компактном виде (см. фиг.3). После вывода на соответствующую орбиту модульная конструкция КА приводится в положение и состояние автономного функционирования КА на орбите (см. фиг.1): разворачиваются солнечные батареи, боковые модули с оборудованием ретранслятора откидываются, разворачиваются или отводятся от центрального модуля целевой аппаратуры, включается в работу бортовая аппаратура служебного модуля, КА ориентируется в заданном направлении и начинает функционировать целевая оптическая, радиотехническая и другая целевая аппаратура.Before the launch of the launch vehicle, intended for launches into the orbits of the spacecraft or satellites, the proposed design is assembled in a compact form (see Fig. 3) in the space warhead (KCH). After launching into the appropriate orbit, the spacecraft’s modular design is brought into position and the state of the spacecraft’s autonomous functioning in orbit (see Fig. 1): solar batteries are deployed, side modules with relay equipment are tilted, deployed or retracted from the central module of the target equipment, the onboard vehicle service module equipment, the spacecraft is oriented in a given direction and the target optical, radio engineering, and other target equipment begins to function.
Предлагаемая конструкция КА позволяет получить ряд преимуществ и положительных технических результатов. Так, например, монтаж целевой аппаратуры в трех автономных отсеках-модулях и использование функциональной и конструктивной автономности отсеков модуля целевой аппаратуры позволяет работы по проектированию, изготовлению и испытаниям отсеков проводить параллельно, модернизацию ретрансляционного комплекса и оптической целевой аппаратуры от изделия к изделию можно проводить независимо, появляется возможность поэтапного наращивания функциональных возможностей КА (первые космические аппараты только с оптической аппаратурой, последующие дооснащаются БРТК), дифференциальный подход к условиям эксплуатации различной аппаратуры.The proposed design of the spacecraft allows you to get a number of advantages and positive technical results. For example, the installation of target equipment in three autonomous module compartments and the use of the functional and constructive autonomy of the module modules of the target equipment allows the design, manufacture and testing of compartments to be carried out in parallel, the relay complex and optical target equipment can be upgraded from product to product, it becomes possible to gradually increase the functionality of the spacecraft (the first spacecraft with only optical equipment, the next Retrofit BRTK s), a differential approach to operating conditions of various apparatus.
Устройство динамической разгрузки выполняется, например, в виде маховика, установленного в приводе солнечной батареи. Маховик вращается в сторону, противоположную вращению солнечной батареи, и выполнен таким образом, что суммарный кинетический момент от вращения солнечной батареи и маховика равен нулю. Это позволяет значительно снизить возмущения на КА от вращения солнечных батарей и добиться высокой точности стабилизации КА.The dynamic unloading device is, for example, in the form of a flywheel installed in the solar drive. The flywheel rotates in the direction opposite to the rotation of the solar battery, and is designed in such a way that the total kinetic moment from the rotation of the solar battery and the flywheel is zero. This allows one to significantly reduce perturbations on the spacecraft from the rotation of solar batteries and to achieve high accuracy of stabilization of the spacecraft.
Установка оптических приборов целевой аппаратуры, астроприборов и гироскопического измерителя вектора угловой скорости интегрированной системы управления космической платформы на единой развязанной с корпусом КА размеростабильной конструкции позволяет обеспечивать заданную точность ориентации визирных осей оптических приборов за счет исключения взаимных рассогласований посадочных мест целевой аппаратуры и командных приборов системы управления движением. Использование привода поворота солнечных батарей с устройствами динамической разгрузки или с пологим законом нарастания управляющего момента для обеспечения заданной точности стабилизации КА, а также использование для коррекции орбиты плазменных двигателей с низким уровнем тяги, их размещение и высокая чистота струи, исключающая загрязнение “холодной” оптики, позволяют значительно улучшить технические и эксплуатационные характеристики КА. Обеспечению заданной точности стабилизации КА способствует также и применение конструкции солнечных батарей высокой жесткости.The installation of optical instruments of the target equipment, astrodevices, and a gyroscopic meter of the angular velocity vector of the integrated space platform control system on a single dimensionally stable design decoupled from the spacecraft body makes it possible to provide the specified accuracy of the orientation of the sighting axes of the optical instruments by eliminating mutual inconsistencies in the seats of the target equipment and command instruments of the motion control system . The use of a rotary drive for solar batteries with dynamic unloading devices or with a gentle law of increasing control torque to ensure the given accuracy of stabilization of the spacecraft, as well as the use of low-thrust plasma engines for correcting the orbit, their placement and high purity of the jet, eliminating the pollution of “cold” optics, significantly improve the technical and operational characteristics of the spacecraft. The use of the design of high-rigidity solar panels also contributes to the preset accuracy of stabilization of the spacecraft.
Обеспечению тепловых режимов оборудования при эксплуатации КА на геостационарной орбите способствует также и приоритетное размещение приборов на "северной" и "южной" панелях КАThe equipment’s thermal conditions during spacecraft operation in the geostationary orbit are also facilitated by the priority placement of devices on the “northern” and “southern” satellite panels
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003114937/11A RU2247683C1 (en) | 2003-05-21 | 2003-05-21 | Module-type spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003114937/11A RU2247683C1 (en) | 2003-05-21 | 2003-05-21 | Module-type spacecraft |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003114937A RU2003114937A (en) | 2004-11-27 |
RU2247683C1 true RU2247683C1 (en) | 2005-03-10 |
Family
ID=35364592
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003114937/11A RU2247683C1 (en) | 2003-05-21 | 2003-05-21 | Module-type spacecraft |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2247683C1 (en) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2617162C1 (en) * | 2016-01-18 | 2017-04-21 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Spacecraft, its payload module and service system module |
RU2621132C1 (en) * | 2015-12-31 | 2017-05-31 | Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы" имени А.Г. Иосифьяна" (АО "Корпорация "ВНИИЭМ") | Modular space vehicle |
RU187288U1 (en) * | 2018-11-12 | 2019-02-28 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" (КНИТУ-КАИ) | TRANSFORMABLE FRAME |
RU188471U1 (en) * | 2018-11-12 | 2019-04-15 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" (КНИТУ-КАИ) | TRANSFORMABLE FRAME |
RU193953U1 (en) * | 2019-07-12 | 2019-11-21 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | TRANSFORMABLE FRAME |
RU2732652C1 (en) * | 2019-10-03 | 2020-09-21 | Российская Федерация от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method of assembling optoelectronic devices of spacecraft |
RU2758656C1 (en) * | 2020-12-16 | 2021-11-01 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования «Южно-Уральский государственный университет (национальный исследовательский университет)» ФГАОУ ВО «ЮУрГУ (НИУ)» | Spacecraft for delivering payload to space body with small gravitational field |
-
2003
- 2003-05-21 RU RU2003114937/11A patent/RU2247683C1/en active IP Right Revival
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2621132C1 (en) * | 2015-12-31 | 2017-05-31 | Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы" имени А.Г. Иосифьяна" (АО "Корпорация "ВНИИЭМ") | Modular space vehicle |
RU2617162C1 (en) * | 2016-01-18 | 2017-04-21 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Spacecraft, its payload module and service system module |
RU187288U1 (en) * | 2018-11-12 | 2019-02-28 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" (КНИТУ-КАИ) | TRANSFORMABLE FRAME |
RU188471U1 (en) * | 2018-11-12 | 2019-04-15 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" (КНИТУ-КАИ) | TRANSFORMABLE FRAME |
RU193953U1 (en) * | 2019-07-12 | 2019-11-21 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | TRANSFORMABLE FRAME |
RU2732652C1 (en) * | 2019-10-03 | 2020-09-21 | Российская Федерация от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method of assembling optoelectronic devices of spacecraft |
RU2758656C1 (en) * | 2020-12-16 | 2021-11-01 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования «Южно-Уральский государственный университет (национальный исследовательский университет)» ФГАОУ ВО «ЮУрГУ (НИУ)» | Spacecraft for delivering payload to space body with small gravitational field |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP7100780B2 (en) | Service satellites for providing orbital services with variable thruster control | |
JP3934153B2 (en) | Apparatus and method for operating space satellite | |
Lockett et al. | Near-earth asteroid scout flight mission | |
Barthol et al. | The sunrise mission | |
Orr et al. | Precision formation flight: the CanX-4 and CanX-5 dual nanosatellite mission | |
US6341749B1 (en) | Method of simultaneously reducing inclination and eccentricity for geostationary orbit transfer | |
JP2009530188A (en) | Deployable articulated satellite with articulated thermal radiator and method of operating the satellite | |
RU2247683C1 (en) | Module-type spacecraft | |
Pirat et al. | Toward the autonomous assembly of large telescopes using cubesat rendezvous and docking | |
Horner et al. | Europa mission configuration update to accommodate maturing instrument designs | |
RU2003114937A (en) | MODULAR DESIGN OF SPACE VEHICLE | |
RU2181094C1 (en) | Multi-functional attended spacecraft and method of conducting multi-purpose scientific applied researches by means of this spacecraft | |
Kolbe et al. | The ROSETTA mission | |
McAdams et al. | MESSENGER–Six Primary Maneuvers, Six Planetary Flybys, and 6.6 Years to Mercury Orbit | |
Pranajaya et al. | Generic nanosatellite bus for responsive mission | |
Cipolla et al. | Microscope: A microsatellite for equivalence principle measurement in space | |
Rezunkov et al. | Laser Fine‐Adjustment Thruster For Space Vehicles | |
Huebschman | The MSX spacecraft system design | |
Kerridge et al. | Cost-effective mission design for a small solar probe | |
Hart et al. | Imaging planets about other stars with UMBRAS: target acquisition and station keeping | |
Starinova et al. | Sunlight Reflection off the Spacecraft with a Solar Sail on the Surface of Mars | |
Meissinger et al. | A 3-kw solar-electric spacecraft for multiple interplanetary missions. | |
Dahya et al. | 25 years of International Cooperation of Gravity Missions: Past, Present, Future… | |
Kissel | Attitude control for the Pluto Fast Flyby spacecraft | |
Chand et al. | Next generation of mascot nano-landers for the multiple neo rendezvous mission: A self-transferring lander for the’Sousveillance'of NEOs for space exploration, planetary defence or resource utilisation |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160522 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20170608 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180522 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20200306 |
|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210205 |