RU2621132C1

RU2621132C1 - Modular space vehicle

Info

Publication number: RU2621132C1
Application number: RU2015157195A
Authority: RU
Inventors: Владимир Яковлевич Геча; Андрей Борисович Захаренко; Юрий Николаевич Свиридов; Вера Дмитриевна Позднякова
Priority date: 2015-12-31
Filing date: 2015-12-31
Publication date: 2017-05-31

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: modular space vehicle (SV) includes onboard equipment box, one of the boxes contains the SV service equipment, and the other box contains the target equipment and sensors of the control system command and control instruments. The target equipment unit is integrated with the service system unit via three hinged supports. The service system unit is attached to the system of separation through the plate, and there are three hinges between the service system unit body and the fixing plate to the separation system. The basis of the service system unit power structure is a triangular prism, hinges are located in the corners of its bases. The SV separation system is attached to the carrier rocket upper-stage rocket transitional farm at three points, lying on the rays - continuations of the lateral edges of the power prism.

EFFECT: ensured minimization of mechanical stress caused by thermal expansion and narrowing in the bodies of space vehicle modules.

5 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при разработке космических аппаратов (КА), в которых блок целевой полезной нагрузки и блок служебных систем выполнены из материалов с различными коэффициентами теплового расширения.The invention relates to space technology and can be used in the development of spacecraft (SC), in which the target payload block and the service system block are made of materials with different coefficients of thermal expansion.

Известен способ компоновки космического аппарата (патент на изобретение РФ №2362713, МПК B64G 1/50), включающий выполнение аппарата состоящим из двух модулей: модуля служебных систем и модуля полезной нагрузки, радиаторы которых, выполненные из трехслойных сотовых панелей с встроенными в них тепловыми трубами, размещают в плоскостях, перпендикулярных осям +Z и -Z аппарата, а приборы указанных модулей устанавливают на наружных поверхностях внутренних обшивок указанных панелей радиаторов этих модулей и на поверхностях трехслойных сотовых приборных панелей, размещенных между указанными панелями радиаторов, отличающийся тем, что предусмотренные для указанных радиаторов коллекторы для циркуляции теплоносителя соединяют с коллекторами для циркуляции теплоносителя, встроенными в приборные панели, образуя из тех и других коллекторов замкнутые циркуляционные контуры, и устанавливают коллекторы указанных радиаторов на наружных поверхностях внутренних обшивок сотовых панелей радиаторов напротив зон испарения тепловых труб, встроенных в указанные сотовые панели радиаторов, с размещением зон конденсации этих тепловых труб параллельно осям +Y или -Y аппарата, а зон испарения - относительно зон конденсации - в направлении, параллельном оси +Х аппарата, причем над каждым коллектором указанных радиаторов устанавливают защитный экран.There is a method of assembling a spacecraft (patent for the invention of the Russian Federation No. 2362713, IPC B64G 1/50), including the implementation of the apparatus consisting of two modules: a service system module and a payload module, the radiators of which are made of three-layer honeycomb panels with heat pipes built into them , placed in planes perpendicular to the + Z and -Z axes of the apparatus, and the devices of these modules are installed on the outer surfaces of the inner skin of the said radiator panels of these modules and on the surfaces of the three-layer cellular device panels placed between the said radiator panels, characterized in that the collectors for the heat carrier provided for the said radiators are connected to the collectors for the heat carrier circulation integrated in the dashboards, forming closed circulation circuits from both collectors, and the collectors of these radiators are installed on the outside the surfaces of the inner skin of the honeycomb panels of radiators opposite the zones of evaporation of the heat pipes embedded in these honeycomb panels of radiators escheniem condensation zones of heat pipes paraxially + Y or -Y apparatus and vaporization zone - with respect to the condensation zone - in a direction parallel to the axis X + apparatus, wherein the collector of each of said set of radiators shield.

Недостатком аналога является отсутствие элементов тепловой развязки между модулем целевой полезной нагрузки и модулем служебных систем. В этом случае корпуса этих модулей должны быть выполнены из материалов с одинаковым (или близким) коэффициентом теплового расширения.A disadvantage of the analogue is the absence of thermal isolation elements between the target payload module and the service system module. In this case, the cases of these modules should be made of materials with the same (or close) coefficient of thermal expansion.

Прототипом настоящего изобретения является модульная конструкция космического аппарата (патент на изобретение РФ №2247683, МПК B64G 1/10), содержащая модули бортовой аппаратуры, имеющие возможность изменения своего взаимного положения при выведении в составе ракеты-носителя и при автономном функционировании космического аппарата на орбите, отличающаяся тем, что один из модулей содержит служебную аппаратуру космического аппарата, а остальные модули - целевую аппаратуру и командно-измерительные приборы системы управления космического аппарата, при этом целевая аппаратура установлена в трех модулях: оптические приборы целевой аппаратуры 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, причем указанные оптические приборы целевой аппаратуры и командно-измерительные приборы системы управления космического аппарата установлены на единой размеростабильной раме, выполненной из конструкционных материалов с более низким коэффициентом линейного термического расширения, чем у материалов остальной конструкции центрального модуля, и объединены с каркасом центрального модуля через три шарнирные опоры, а указанные охлаждаемые элементы оптических приборов целевой аппаратуры инфракрасного диапазона соединены с радиаторами, выносимыми за пределы зоны теплового влияния на них конструкции космического аппарата при автономном функционировании космического аппарата на орбите, на модуле, содержащем указанную служебную аппаратуру, установлены солнечные батареи с пониженным вредным динамическим влиянием 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, причем на этом модуле, кроме указанных солнечных батарей, установлены плазменные двигатели с рабочим телом, исключающим загрязнение оптических приборов указанной целевой аппаратуры инфракрасного диапазона с охлаждаемыми элементами.The prototype of the present invention is the modular design of the spacecraft (patent for the invention of the Russian Federation No. 2247683, IPC B64G 1/10), containing modules of the on-board equipment, having the ability to change their relative position when displayed in the composition of the launch vehicle and with the autonomous functioning of the spacecraft in orbit, characterized in that one of the modules contains the service equipment of the spacecraft, and the remaining modules contain the target equipment and command and measuring devices of the spacecraft control system In this case, the target equipment is installed in three modules: the optical devices of the infrared target equipment with cooled elements in the central module, and the radio-technical target equipment of the on-board repeater in the side modules, which can change their position relative to the central module, the indicated optical devices of the target equipment and command and measuring instruments of the spacecraft control system are mounted on a single dimensionally stable frame made of structural materials with a lower coefficient of linear thermal expansion than that of the materials of the remaining design of the central module, and combined with the frame of the central module through three hinge supports, and these cooled elements of the optical devices of the target infrared equipment are connected to radiators carried outside the heat-affected zone them the design of the spacecraft with the autonomous functioning of the spacecraft in orbit, on a module containing the specified service equipment, installed solar panels with reduced harmful dynamic effect on the accuracy of stabilization of the spacecraft due to the rigidity of their design and the use of a solar drive with a dynamic unloading device or a gentle law of increasing control torque, and on this module, in addition to these solar panels, plasma engines with a working fluid are installed , eliminating the contamination of optical instruments of the specified target infrared equipment with cooled elements.

Недостатком прототипа является отсутствие элементов, обеспечивающих жесткость конструкции космического аппарата в целом.The disadvantage of the prototype is the lack of elements that ensure the rigidity of the structure of the spacecraft as a whole.

Полезной нагрузкой космического аппарата является высокоточный прибор с низким тепловыделением, например фотокамера для стереосъемки, то к ее корпусу предъявляются жесткие требования по тепловой стабильности расстояний между оптическими компонентами фотокамеры и корпус фотокамеры должен быть выполнен из материала с низким коэффициентом теплового расширения. Таким материалом может быть, например, пластик. В то же время модуль служебных систем состоит из приборов со значительным тепловыделением, например в его состав входит корректирующая двигательная установка. Поэтому корпус модуля служебных систем должен быть выполнен из материала с высокой теплопроводностью, например алюминиевого сплава или вспененного алюминия. Однако коэффициент теплового расширения у таких материалов значительно превышает аналогичный коэффициент пластика.The payload of the spacecraft is a high-precision device with low heat generation, for example, a stereo camera, then its body has strict requirements for thermal stability of the distances between the optical components of the camera and the camera body must be made of material with a low coefficient of thermal expansion. Such material may be, for example, plastic. At the same time, the service system module consists of devices with significant heat generation, for example, it includes a corrective propulsion system. Therefore, the housing of the service system module must be made of a material with high thermal conductivity, for example, aluminum alloy or foamed aluminum. However, the thermal expansion coefficient of such materials significantly exceeds the similar coefficient of plastic.

Технической задачей изобретения является соединение в одном космическом аппарате блока целевой полезной нагрузки, к которому предъявляются высокие требования по точности взаимного расположения элементов, а также блока служебных систем, в котором сосредоточено оборудование с высоким тепловыделением.An object of the invention is the connection in one spacecraft of the target payload block, to which high demands are placed on the accuracy of the relative positions of the elements, as well as the service system block, in which the equipment with high heat is concentrated.

Техническим результатом изобретения является получение жесткой, механически прочной конструкции космического аппарата, обеспечивающей минимизацию механических напряжений, вызываемых тепловыми расширениями и сужениями в корпусах модулей космического аппарата, решаемое путем введения элементов тепловой развязки между модулем целевой полезной нагрузки и модулем служебных систем.The technical result of the invention is to obtain a rigid, mechanically strong spacecraft structure that minimizes the mechanical stresses caused by thermal expansions and contractions in the modules of the spacecraft, solved by introducing thermal isolation elements between the target payload module and the service system module.

На фиг.1 показан космический аппарат блочно-модульного исполнения с системой отделения, общий вид;Figure 1 shows a spacecraft block-modular design with a separation system, General view;

фиг. 2 - система отделения, вид со стороны космического аппарата;FIG. 2 - separation system, view from the spacecraft;

фиг. 3 - система отделения, вид со стороны разгонного блока.FIG. 3 - separation system, view from the side of the upper stage.

Блок 1 целевой полезной нагрузки представляет собой фотокамеру для стереосъемки. Корпус блока целевой полезной нагрузки выполнен из пластика. Следует отметить, что датчики 2 системы ориентации и стабилизации космического аппарата установлены на корпусе блока целевой полезной нагрузки, поскольку этот корпус практически не подвержен тепловым расширениям и обеспечивает повышенную точность установки датчиков.The target payload block 1 is a stereo camera. The target payload block body is made of plastic. It should be noted that the sensors 2 of the spacecraft’s orientation and stabilization system are mounted on the target payload block body, since this body is practically not subject to thermal expansions and provides increased accuracy of sensor installation.

Блок 3 служебных систем имеет в своем составе оборудование с высоким тепловыделением. На корпусе блока 3 установлено оборудование, в том числе антенно-фидерное устройство 4, предназначенное для связи с наземным комплексом приема и обработки информации. Корпус блока служебных систем выполнен из вспененного алюминия. Плита 5, примыкающая к рычажной системе отделения, служит для того, чтобы напряжения от рычагов 6 системы отделения не передавались на нижнюю грань модуля служебных систем. Шарниры 7 механической развязки установлены между блоком 1 целевой полезной нагрузки и блоком 3 служебных систем, а также между блоком 2 служебных систем и плитой 5, примыкающей к системе отделения, несущая плита которой показана позицией 8. Основу силовой конструкции блока служебных систем составляет треугольная призма 9, в углах оснований которой расположены шарниры 7.Block 3 service systems incorporates equipment with high heat dissipation. Equipment has been installed on the case of block 3, including an antenna-feeder device 4, intended for communication with a ground-based complex for receiving and processing information. The housing block of the service systems is made of foamed aluminum. Plate 5, adjacent to the lever system of separation, serves to ensure that the voltage from the levers 6 of the separation system is not transmitted to the lower edge of the module of service systems. Hinges 7 for mechanical isolation are installed between block 1 of the target payload and block 3 of service systems, and also between block 2 of service systems and a plate 5 adjacent to the separation system, the base plate of which is shown at 8. The basis of the power structure of the block of service systems is a triangular prism 9 , in the corners of the bases of which there are hinges 7.

На несущей плите 8 системы отделения установлены толкатели 10. Космический аппарат крепится к переходной ферме разгонного блока ракеты-носителя также в трех точках, лежащих на лучах - продолжениях боковых ребер силовой призмы 9.Pushers 10 are installed on the carrier plate 8 of the separation system. The spacecraft is attached to the transitional truss of the booster block of the launch vehicle also at three points lying on the beams — extensions of the side ribs of the power prism 9.

В центре несущей плиты 8 установлен регулировочный болт 11, к которому крепится замок 12. На корпусе космического аппарата устанавливается шаровой наконечник 13, фиксируемый замком 12. Регулировка силы притяжения космического аппарата к системе отделения осуществляется с помощью регулировочного болта 11, перемещающего захваты замка вдоль вертикальной оси. В результате притяжения космического аппарата к системе отделения в блоке служебных систем могут возникнуть чрезмерные механические нагрузки. Поэтому это крепление осуществляется через переходную плиту 5. Через захваты и шаровой наконечник 13 вертикальное усилие передается на космический аппарат. Поперечное перемещение захватов ограничивается подпружиненными рычагами и фиксируется пиросредством 14.In the center of the carrier plate 8, an adjustment bolt 11 is installed, to which the lock 12 is attached. A ball tip 13 fixed by the lock 12 is mounted on the spacecraft body. The gravity of the spacecraft to the separation system is adjusted using the adjustment bolt 11, which moves the lock captures along the vertical axis . As a result of the attraction of the spacecraft to the separation system, excessive mechanical loads can occur in the block of service systems. Therefore, this fastening is carried out through the adapter plate 5. Through the grips and the ball tip 13, the vertical force is transmitted to the spacecraft. The lateral movement of the grippers is limited by spring-loaded levers and is fixed by pyro means 14.

По сигналу разделения происходит срабатывание пиросредства 14, рычаги 6 под действием пружины раскрываются и освобождают шаровой наконечник 13. Под действием силы толкателей 10 космический аппарат отделяется от системы отделения. Сигнал, подтверждающий факт разделения, поступает в момент срабатывания концевых выключателей 15.According to the separation signal, pyro means 14 are triggered, the levers 6, under the action of the spring, open and release the ball tip 13. Under the action of the force of the pushers 10, the spacecraft is separated from the separation system. The signal confirming the fact of separation is received at the moment of operation of the limit switches 15.

Claims

1. A block-modular spacecraft including on-board equipment blocks, one of the blocks contains the spacecraft’s office equipment, and the other contains the target equipment and sensors of command and measuring devices of the spacecraft control system, while optical devices of the target equipment and command and measuring devices spacecraft control systems are mounted on one dimensionally stable housing made of structural materials with a lower coefficient of linear thermal about the expansion than the material of the service system unit, the target equipment unit is combined with the service system unit through three hinge supports, characterized in that the service system unit is attached to the separation system through a plate, while between the housing of the service system unit and the mounting plate to the separation system there are also three hinges that reduce mechanical stresses in the block from the loads of attraction to the separation system, while the basis of the power structure of the block of service systems is a triangular prism, in the corners of the bases of which hinges are located, the spacecraft separation system is attached to the transitional truss of the upper stage of the launch vehicle at three points lying on the beams - extensions of the side ribs of the power prism.

2. The block-modular spacecraft according to claim 1, characterized in that the target payload block is a stereo camera.

3. The spacecraft of modular execution according to claim 2, characterized in that the body of the target payload block is made of carbon fiber.

4. The block-modular spacecraft according to claim 1, characterized in that the housing of the service system unit is made of foamed aluminum.

5. The block-modular spacecraft according to claim 1, characterized in that the sensors of the command and measuring instruments of the orientation and stabilization system are mounted on the surface of the target payload block.