RU2651309C1 - Microclass earth remote probing spacecraft - Google Patents
Microclass earth remote probing spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2651309C1 RU2651309C1 RU2017104273A RU2017104273A RU2651309C1 RU 2651309 C1 RU2651309 C1 RU 2651309C1 RU 2017104273 A RU2017104273 A RU 2017104273A RU 2017104273 A RU2017104273 A RU 2017104273A RU 2651309 C1 RU2651309 C1 RU 2651309C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- panels
- frame
- solar
- panel
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
- B64G1/1021—Earth observation satellites
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION
Техническое решение относится к области космической техники, конкретно к космическим платформам (КП) для создания космических аппаратов микро-класса, разработанных в соответствии со стандартом CubeSat и применяемых для целей дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ).The technical solution relates to the field of space technology, specifically to space platforms (KP) for creating micro-class spacecraft, developed in accordance with the CubeSat standard and used for remote sensing of the Earth (ERS).
Уровень техникиState of the art
В настоящий момент рынок ДЗЗ смещается в сторону увеличения следующих количественных показателей качества космических систем:At the moment, the remote sensing market is shifting towards an increase in the following quantitative indicators of the quality of space systems:
- Повышение спектральной разрешающей способности спутников.- Increasing the spectral resolution of satellites.
- Повышение пространственной разрешающей способности спутников.- Increasing the spatial resolution of satellites.
- Повышения регулярности съемки заданного региона земной поверхности.- Improving the regularity of shooting a given region of the earth's surface.
При этом, учитывая степень миниатюризации и производительности микроэлектроники, явно наметился тренд к изменению следующих характеристик КА:At the same time, given the degree of miniaturization and microelectronics performance, a trend toward a change in the following spacecraft characteristics has clearly been outlined:
- Повышение скорости передачи продуктов съемки Земли на наземные пункты приема целевой информации.- Increasing the speed of transferring Earth survey products to ground-based points for receiving targeted information.
- Снижение общей массы и габарита КА и массы ОЭС.- Decrease in the total mass and size of the spacecraft and the mass of the ECO.
- Снижение стоимости изготовления и запуска КА.- Reducing the cost of manufacturing and launching the spacecraft.
Стоит отметить, что одним из основных недостатков современных систем ДЗЗ является высокая стоимость разработки и запуска каждого космического аппарата и, как следствие, экономические ограничения при создании крупной группировки, что в свою очередь снижает оперативность съемки. Поэтому одна из основных тенденций создания систем ДЗЗ-использование низкобюджетных космических аппаратов малого и микро класса.It is worth noting that one of the main disadvantages of modern remote sensing systems is the high cost of developing and launching each spacecraft and, as a result, economic constraints when creating a large group, which in turn reduces the efficiency of shooting. Therefore, one of the main trends in the creation of remote sensing systems is the use of low-budget spacecraft of small and micro class.
Из уровня техники известна космическая платформа, которая содержит несущий корпус в виде параллелепипеда, снабженный откидными модулями, связанными с несущим корпусом разъемными шарнирными узлами, поворотные солнечные батареи, установленные на несущем корпусе с помощью электроприводов, приборы служебных систем, размещенные внутри несущего корпуса, элементы крепления полезной нагрузки и узлы соединения несущего корпуса с системой отделения. Откидные модули снабжены механизмами поворота и узлами фиксации откидных модулей к несущему корпусу. Внутри откидных модулей размещены элементы крепления полезной нагрузки. На откидных модулях установлены дополнительные солнечные батареи (патент RU 2410294, B64G 1/10 30.12.2008 г).The space platform is known from the prior art, which comprises a parallelepiped-shaped supporting body, equipped with flip modules connected with detachable hinge assemblies to the supporting body, rotary solar batteries mounted on the supporting body by electric drives, service system devices located inside the supporting body, fastening elements payload and nodes of the connection of the bearing body with the separation system. Hinged modules are equipped with swing mechanisms and fixation units for hinged modules to the bearing housing. Inside the hinged modules, payload fastening elements are placed. Additional solar panels are installed on the hinged modules (patent RU 2410294, B64G 1/10 12/30/2008).
К недостаткам данной космической платформы можно отнести тот факт, что откидные модули непригодны для размещения в них полезной нагрузки ДЗЗ с большой апертурой входного зрачка, кроме этого при раскрытии откидных модулей точность ориентации и стабилизации космической платформы будет значительно снижаться, что будет негативно сказываться (вплоть до полного отсутствия такой возможности) на качестве проведения космической съемки земной поверхности. Кроме этого, наличие на космической платформе выступающих элементов не позволяет осуществлять ее запуск в составе транспортно-пускового контейнера (ТПК), который может снижать ударные нагрузки на оптико-электронную систему (ОЭС) космического аппарат при его отделении.The disadvantages of this space platform include the fact that the hinged modules are unsuitable for placement of a remote sensing payload with a large entrance pupil aperture; in addition, when opening the hinged modules, the accuracy of the orientation and stabilization of the space platform will be significantly reduced, which will negatively affect (up to the complete absence of such an opportunity) on the quality of satellite imagery of the earth's surface. In addition, the presence of protruding elements on the space platform does not allow it to be launched as part of a transport launch container (TPK), which can reduce shock loads on the optoelectronic system (OES) of a spacecraft during its separation.
Также, известна космическая платформа ДЗЗ, которая может быть использована при создании малых космических аппаратов дистанционного зондирования с массой 100-500 кг для работы на низких околоземных орбитах (патент на полезную модель №: 132422). Особенность данной космической платформы состоит в том, что корпус выполнен из соединенных между собой самонесущих термостабилизированных сотопанелей со встроенными каркасами и тепловыми трубами; панели солнечной батареи (СБ) выполнены с возможностью раскладывания крайних створок перпендикулярно относительно направления раскладывания корневых частей крыльев СБ; узлы и приборы служебных бортовых систем, стойкие к радиационному и ультрафиолетовому облучению, установлены на наружных поверхностях корпуса, снабженному двигательной установкой, переходным элементом и элементом крепления модуля полезной нагрузки.Also, the space platform of remote sensing is known, which can be used to create small spacecraft remote sensing with a mass of 100-500 kg for work in low Earth orbits (patent for utility model No. 132422). The peculiarity of this space platform is that the body is made of interconnected self-supporting thermostabilized honeycomb panels with built-in frames and heat pipes; panels of the solar battery (SB) are configured to unfold the extreme wings perpendicularly with respect to the direction of unfoldment of the root parts of the wings of the SB; units and devices of service on-board systems that are resistant to radiation and ultraviolet radiation are installed on the outer surfaces of the hull, equipped with a propulsion system, a transition element and a fastening element of the payload module.
К недостаткам данной космической платформы можно отнести ее высокую массу, которая может достигать от 100 до 500 кг, и громоздкость, что приведет к увеличению срока изготовления и наземной экспериментальной отработки КА, что повлечет за собой дополнительные трудозатраты и стоимость работ. Кроме того, из-за высокой массы КА на базе данной КП стоимость запуска будет выше. Применение сотопанелей с тепловыми трубами также значительно увеличивает стоимость данной КП.The disadvantages of this space platform include its high mass, which can reach from 100 to 500 kg, and cumbersomeness, which will lead to an increase in the production time and ground experimental testing of the spacecraft, which will entail additional labor and cost of work. In addition, due to the high mass of the spacecraft based on this KP, the launch cost will be higher. The use of honeycomb panels with heat pipes also significantly increases the cost of this gearbox.
Также, известен микроспутник для научных исследований (патент RU 2572365, B64G 1/10, B64G 1/64 10.01.2016), выводимый на орбиту из транспортно-пускового контейнера, на корпусе которого в узлах крепления и поворота установлены раскрывающиеся солнечные панели и антенны, удерживаемые поворотными рычагами корпуса. Особенность данного микроспутника состоит в том, что микроспутник содержит корпус в форме прямоугольного параллелепипеда, установленные на нем в узлах крепления и поворота раскрывающиеся солнечные панели и антенны, а также узел соединения с системой отделения микроспутника, расположенной на нижнем торце корпуса, каждый узел крепления и поворота оснащен пружинным механизмом, а на корпусе микроспутника установлены поворотные рычаги, удерживающие солнечные панели и/или антенны в транспортном положении, причем корпус и поворотные рычаги снабжены элементами качения, которые в транспортном положении опираются на внутреннюю поверхность транспортно-пускового контейнера микроспутника.Also, a microsatellite for scientific research is known (patent RU 2572365, B64G 1/10, B64G 1/64 01/10/2016), put into orbit from a transport launch container, on the case of which the opening solar panels and antennas are installed in the attachment and rotation nodes, held by rotary levers of the case. The peculiarity of this microsatellite is that the microsatellite contains a rectangular parallelepiped-shaped housing, solar panels and antennas that are mounted on it in attachment and rotation units, and solar panels and antennas that are connected to it and a microsatellite separation system located on the lower end of the case, each attachment and rotation unit equipped with a spring mechanism, and on the microsatellite case mounted rotary levers that hold the solar panels and / or antennas in the transport position, and the housing and rotary levers equipped with rolling elements, which in the transport position rest on the inner surface of the transport and launch container of the microsatellite.
К недостаткам данного микроспутника можно отнести уникальность его конструкции и, как следствие, уникальность транспортно-пускового контейнера цилиндрической формы в котором данный микроспутник выводится на орбиту, что делает его несовместимым с универсальным стандартом микроспутников CubeSat и тем самым усложняет его адаптацию к широкому спектру средств выведения. Также, наличие на конструкции микроспутника выпирающих за общий габарит корпуса элементов приводит к увеличению объема и массы выводящего его на орбиту контейнера.The disadvantages of this microsatellite are the uniqueness of its design and, as a result, the uniqueness of a cylindrical transport launch container in which this microsatellite is put into orbit, which makes it incompatible with the universal standard of CubeSat microsatellites and thereby complicates its adaptation to a wide range of launch vehicles. Also, the presence on the microsatellite design of elements protruding beyond the overall size of the housing leads to an increase in the volume and mass of the container bringing it into orbit.
Кроме того, известны технические решения космических аппаратов, разработанных иностранными компаниями для задач ДЗЗ.In addition, the technical solutions of spacecraft developed by foreign companies for remote sensing tasks are known.
Одной из таких платформ является космическая платформа Dove разрабатываемая американской компанией Planet (https://directory.eoportal.org/web/eoportal/satellite-missions/d/dove). Данная космическая платформа представляет из себя спутник форм-фактора CubeSat 3U, запускаемый в составе транспортно-пускового контейнера, который имеет раскрывающиеся вдоль длинной стороны панели солнечных батарей, а также раскрывающуюся крышку оптико-электронной системы, в состав которой входит приемопередающая антенна.One such platform is the Dove space platform developed by the American company Planet (https://directory.eoportal.org/web/eoportal/satellite-missions/d/dove). This space platform is a satellite of the CubeSat 3U form factor, launched as part of a transport and launch container, which has solar panels that open along the long side, as well as a drop-down cover for the optoelectronic system, which includes a transceiver antenna.
Недостатком данной космической платформы является малый габарит (апертура входного зрачка оптико-электронной системы не более 10 см), что не позволяет достичь высоких показателей пространственного разрешения получаемых снимков, а также ограничивает светосилу объектива.The disadvantage of this space platform is its small size (the aperture of the entrance pupil of the optoelectronic system is not more than 10 cm), which does not allow to achieve high spatial resolution of the obtained images, and also limits the lens aperture.
Таким образом, на сегодняшний день не существует действующих группировок космических аппаратов высокого и среднего разрешения полностью удовлетворяющих требованиям заказчиков на новом этапе развития геоиформационных технологий.Thus, to date, there are no existing groupings of high- and medium-resolution spacecraft that fully satisfy the requirements of customers at a new stage in the development of geo-information technologies.
Ближайшим аналогом заявленного космического аппарата является космическая платформа серии Dove, изготовления компании Planet. Космические аппараты на базе космической платформы Dove наиболее близки по идеологии изготовления (стандарт CubeSat), а также обладают близкими массо-габаритными характеристиками и характеристиками пространственного разрешения. Однако, стоит отметить, что космические аппараты серии Dove уступают заявленному космическому аппарату «Аурига» по пространственному разрешению (5 м к 2,5 м для высоты орбиты 600 км) и скорости сброса целевой информации (120 к 160 Мбит/с).The closest analogue of the claimed spacecraft is the space platform series Dove, manufactured by Planet. Spacecraft based on the Dove space platform are closest in manufacturing ideology (CubeSat standard), and also have similar mass and dimensional characteristics and spatial resolution characteristics. However, it is worth noting that the Dove series spacecraft are inferior to the declared Auriga spacecraft in spatial resolution (5 m to 2.5 m for an orbit altitude of 600 km) and the rate of discharge of target information (120 to 160 Mbit / s).
Сущность изобретенияSUMMARY OF THE INVENTION
Задачей, решаемой заявленным изобретением, является обеспечение проведения дистанционного зондирования Земли оптико-электронной системой высокого разрешения и обеспечение передачи полученных данных космической съемки на наземные средства приема, средствами космического аппарата микро класса стандарта CubeSat форм-фактором 16U, а также упрощение и ускорение процесса изготовления, испытаний и монтажа космического аппарата.The problem solved by the claimed invention is the provision of remote sensing of the Earth by a high-resolution optical-electronic system and the transmission of the obtained satellite imagery data to ground-based reception means by means of a micro-class CubeSat standard spacecraft with form factor 16U, as well as the simplification and acceleration of the manufacturing process, tests and installation of the spacecraft.
Технический результат заявленного изобретения заключается в миниатюризации конструкции и бортовых систем космической платформы до габаритов микро спутника стандарта CubeSat форм-фактором 16U при условии обеспечения выполнения целевой задачи по дистанционному зондированию Земли средствами оптико-электронной системы в высоком разрешении и передаче полученных данных на наземные средства приема, что приводит к упрощению и ускорению процесса изготовления, испытаний и монтажа космического аппарата.The technical result of the claimed invention is to miniaturize the design and onboard systems of the space platform to the dimensions of a CubeSat standard micro-satellite with a 16U form factor, provided that the target for remote sensing of the Earth is met by optical-electronic systems in high resolution and the data are transmitted to ground-based reception facilities, which leads to a simplification and acceleration of the manufacturing process, testing and installation of the spacecraft.
Технический результат заявленного изобретения достигается за счет того, что космический аппарат дистанционного зондирования Земли микро класса, содержащий корпус, выполненный в форме параллелепипеда, состоящий из боковых панелей корпуса космического аппарата, закрепленных на шпангоуте служебной аппаратуры с разделением внутреннего объема корпуса на две части, а также верхней панели, при этом на внешних сторонах боковых панелей и верхней панели установлены боковые панели солнечных батарей и верхняя панель солнечной батареи соответственно, а шпангоут служебной аппаратуры является основным силовым элементом и выполнен в виде фрезерованной плиты, на котором с одной стороны установлены блок питания и управления со встроенными GPS-приемником и приемопередатчиком УКВ-диапазона, высокоскоростной передатчик целевой информации Ка-диапазона частот с рупорной антенной, электрические кабели, и высокоточные приборы системы управления ориентацией и стабилизацией, установленные на шпангоуте через кронштейн, а с другой стороны шпангоута служебной аппаратуры посредством шпангоута закреплена оптико-электронная система, и три двигателя-маховика, при этом шпангоут оптико-электронной системы выполнен с силовыми ребрами, между которыми размещены на удалении от звездных датчиков и гироскопа двигатели-маховики, при этом входное отверстие оптико-электронной системы закрыто крышкой камеры, на внешней поверхности которой также расположена панель солнечной батареи, на верхней панели корпуса космического аппарата расположены антенны приемопередатчика УКВ-диапазона и GPS-приемника, по углам боковых панелей со стороны верхней панели и крышки камеры выполнены 4 опорных выступа.The technical result of the claimed invention is achieved due to the fact that the micro-class Earth remote sensing spacecraft containing a body made in the form of a parallelepiped, consisting of side panels of the spacecraft’s body, mounted on a service equipment frame with the division of the internal volume of the body into two parts, and the top panel, while on the outer sides of the side panels and the top panel, side panels of the solar panels and the top panel of the solar panel are installed respectively In fact, the service equipment frame is the main power element and is made in the form of a milled plate on which, on the one hand, a power supply and control unit with integrated GPS receiver and VHF transceiver, a high-speed Ka-frequency target information transmitter with a horn antenna are installed, electrical cables, and high-precision instruments of orientation and stabilization control systems mounted on the frame through the bracket, and on the other side of the frame of the service equipment by means of rods The optoelectronic system and three flywheel engines are fixed, while the frame of the optoelectronic system is made with power ribs between which flywheel engines are located at a distance from the star sensors and the gyroscope, while the inlet of the optoelectronic system is closed by the camera cover , on the outer surface of which the solar panel is also located, on the upper panel of the spacecraft’s body are the antennas of the VHF transceiver and GPS receiver, at the corners of the side panels on the side erhney panel and chamber lid 4 made supporting protrusion.
В частном случае реализации заявленного технического решения приборы системы управления ориентацией и стабилизацией выполнены в виде двух звездных датчиков, одного микроэлектромеханического гироскопа, трех двигателей-маховиков, а также магнитометров, солнечных датчиков и магнитных исполнительных органов в составе панелей солнечных батарей,In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the instruments of the orientation and stabilization control system are made in the form of two star sensors, one microelectromechanical gyroscope, three flywheel engines, as well as magnetometers, solar sensors and magnetic actuators as part of solar panels,
В частном случае реализации заявленного технического решения боковые панели дополнительно соединены между собой.In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the side panels are additionally interconnected.
В частном случае реализации заявленного технического решения место крепления боковых панелей между собой со стороны оптико-электронной системы дополнительно подкреплено по углам косынками.In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the place of attachment of the side panels to each other from the side of the optoelectronic system is additionally reinforced at the corners with scarves.
В частном случае реализации заявленного технического решения панель солнечной батареи расположенная на внешней стороне крышки выполнена на основе многослойной печатной платы с фотоэлектрическими преобразователями.In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the solar panel located on the outside of the cover is made on the basis of a multilayer printed circuit board with photoelectric converters.
В частном случае реализации заявленного технического решения боковые и верхняя панели солнечных батарей выполнены на базе многослойных печатных плат с фотоэлектрическими преобразователями и со встроенными в них солнечными датчиками, магнитометрами, магнитными исполнительными органами и микроконтроллером управления.In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the side and top solar panels are made on the basis of multilayer printed circuit boards with photoelectric converters and with built-in solar sensors, magnetometers, magnetic actuators and a microcontroller for control.
В частном случае реализации заявленного технического решения крышка камеры снабжена пружинами кручения и зафиксирована в закрытом состоянии нитью натяжения.In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the chamber lid is equipped with torsion springs and is fixed in the closed state by a tension thread.
В частном случае реализации заявленного технического решения раскрытие крышки под воздействием пружин кручения осуществлено пережиганием нити натяжения.In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the opening of the lid under the influence of torsion springs is carried out by burning the tension thread.
В частном случае реализации заявленного технического решения космический аппарат выполнен с возможностью запуска, выведения и отделения в составе транспортно-пускового контейнера.In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the spacecraft is capable of launching, launching and separating as part of a transport launch container.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного технического решения с использованием чертежей, на которых показано:Details, features, and advantages of the present invention follow from the following description of embodiments of the claimed technical solution using the drawings, which show:
Фиг. 1 - Общий вид КА в рабочем положении (вид сверху).FIG. 1 - General view of the spacecraft in the working position (top view).
Фиг. 2 - Общий вид КА в рабочем положении (вид снизу).FIG. 2 - General view of the spacecraft in the working position (bottom view).
Фиг. 3 - Общий вид КА в транспортном положении.FIG. 3 - General view of the spacecraft in transport position.
Фиг. 4 - Вид КА без боковых панелей +Y и -Y.FIG. 4 - KA view without side panels + Y and -Y.
Фиг. 5 - Вид КА без панелей и крышек.FIG. 5 - KA view without panels and covers.
Фиг. 6 - Шпангоут служебной аппаратуры с аппаратурой (вид сверху).FIG. 6 - Frame of service equipment with equipment (top view).
Фиг. 7 - Шпангоут служебной аппаратуры с аппаратурой (вид снизу).FIG. 7 - Frame of service equipment with equipment (bottom view).
На фигурах обозначены следующие позиции:The following positions are indicated in the figures:
1а, 1б, 1в, 1г - боковые панели СБ (панели СБ -X, -Y, +Y, +X соответственно); 2 - верхняя панель СБ (панель СБ -Z); 3 - нижняя панель СБ (панель СБ +Z); 4а, 4б - антенна УКВ-диапазона (в раскрытом и сложенном состоянии соответственно); 5 - GPS-антенна; 6 - крышка камеры; 7 - угловые косынки; 8 - опорные направляющие; 9 - оптико-электронная система; 10 - опорные выступы -Z; 11 - опорные выступы +Z; 12 - пружины раскрытия крышки ОЭС; 13 - звездные датчики; 14 - передатчик Ка-диапазона; 15 - блок питания и управления; 16 - шпангоут ОЭС; 17 - шпангоут служебной аппаратуры; 18а, 18г - боковые панели КА (панели -X, +X соответственно, панели -Y и +Y не представлены); 19 - верхняя панель КА (панель -Z); 20 - гироскоп; 21 - двигатели-маховики; 22 - кронштейн1a, 1b, 1c, 1d - side panels of the SB (SB panels -X, -Y, + Y, + X, respectively); 2 - the upper panel SB (panel SB -Z); 3 - the bottom panel of the SB (panel SB + Z); 4a, 4b - VHF antenna (in the open and folded state, respectively); 5 - GPS antenna; 6 - camera cover; 7 - corner scarves; 8 - supporting guides; 9 - optoelectronic system; 10 - supporting protrusions -Z; 11 - supporting projections + Z; 12 - spring opening cover ECO; 13 - star sensors; 14 - Ka-band transmitter; 15 - power supply and control unit; 16 - frame ECO; 17 - frame service equipment; 18a, 18g — spacecraft side panels (-X, + X panels, respectively, -Y and + Y panels are not shown); 19 - the upper panel of the spacecraft (panel -Z); 20 - gyroscope; 21 - flywheel engines; 22 - bracket
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Космический аппарат микро класса «Аурига» выполнен в форме параллелепипеда, состоящего из основного силовоспринимающего элемента конструкции в виде шпангоута (17) служебной аппаратуры, при этом шпангоут (17) представляет собой фрезерованную плиту прямоугольной формы с четырьмя стойками по углам на котором устанавливается основная служебная аппаратура, а именно:The spacecraft of the Auriga micro class is made in the form of a parallelepiped, consisting of the main power-receiving structural element in the form of a frame (17) of service equipment, while the frame (17) is a milled rectangular plate with four posts in the corners on which the main service equipment is installed , namely:
Блок (15) питания и управления со встроенными GPS-приемником и приемопередатчиком УКВ-диапазона, высокоскоростной передатчик целевой информации Ка-диапазона частот с рупорной антенной (14), три двигателя-маховика (21) (ДМ), а также кронштейн (22) с установленными на нем высокоточными приборами системы управления ориентацией и стабилизацией (СУОС), выполненной в виде двух звездных датчиков (13) (ЗД) и одного микроэлектромеханического (МЭМС) гироскопа (20);Power supply and control unit (15) with built-in GPS receiver and VHF transceiver, high-speed Ka-frequency target information transmitter with horn antenna (14), three flywheel engines (21) (DM), as well as an arm (22) with high-precision instruments installed on it, an orientation and stabilization control system (SUOS), made in the form of two stellar sensors (13) (ZD) and one microelectromechanical (MEMS) gyroscope (20);
при этом ДМ (21) размещены на шпангоуте (17) снизу, на удалении от ЗД (13) и гироскопа (20), с целью минимизации вибрационного воздействия на датчики и гироскоп, а также исключения попадания электрических кабелей во вращающиеся части ДМ (21) (прокладка всех электрических кабелей осуществляется с верхней стороны шпангоута служебной аппаратуры).in this case, the DMs (21) are placed on the frame (17) from below, away from the ZD (13) and the gyroscope (20), in order to minimize vibration effects on the sensors and the gyroscope, as well as to prevent electric cables from entering the rotating parts of the DM (21) (laying of all electric cables is carried out from the upper side of the official equipment frame).
С нижней стороны шпангоута (17) служебной аппаратуры на стойках организованы резьбовые отверстия крепления ОЭС (9) через шпангоут (16) ОЭС (9), при этом двигатели-маховики (21) расположены таким образом, что располагаются в свободном пространстве между силовыми ребрами шпангоута (16) ОЭС (9). На боковых сторонах шпангоута (17) служебной аппаратуры выполнены по 2 резьбовых отверстия для соединения с четырьмя боковыми панелями (18а, 18б, 18в, 18г) (панели +X, -X, +Y, -Y), образующими внешний корпус КА;On the lower side of the frame (17) of the service equipment, the threaded holes for mounting the ECO (9) through the frame (16) of the ECO (9) are arranged on the racks, while the flywheel engines (21) are located in such a way that they are located in the free space between the power ribs of the frame (16) ECO (9). Two threaded holes for connecting to four side panels (18a, 18b, 18c, 18g) (panels + X, -X, + Y, -Y) forming the outer spacecraft body are made on the sides of the frame (17) of the office equipment;
при этом боковые панели (18а, 18б, 18в, 18г) соединены между собой в углах винтами (внахлест), угловые ребра в местах соединений боковых панелей играют роль опорных направляющих (8), которыми КА опирается на рельсы внутри ТПК в поперечных направлениях и скользит (по рельсам ТПК) в процессе отделения на орбите;in this case, the side panels (18a, 18b, 18c, 18g) are interconnected in the corners by screws (lap), the corner ribs at the joints of the side panels play the role of supporting guides (8), which the spacecraft rests on the rails inside the TPK in the transverse directions and slides (on rails TPK) in the process of separation in orbit;
при этом место крепления боковых панелей (18а, 18б, 18в, 18г) между собой со стороны ОЭС (9) дополнительно подкреплено по углам 4-мя косынками. На внешних сторонах боковых панелей (18а, 18б, 18в, 18г) устанавливаются боковые панели (1а, 1б, 1в, 1г) солнечных батарей (СБ), выполненные на базе многослойных печатных плат и являющиеся при этом отдельными электронными устройствами со встроенными в них солнечными датчиками (СД), магнитометрами, магнитными исполнительными органами (МИО) и микроконтроллером управления.at the same time, the place of attachment of the side panels (18a, 18b, 18c, 18g) to each other from the ECO side (9) is additionally reinforced at the corners with 4 scarves. On the outer sides of the side panels (18a, 18b, 18c, 18g), side panels (1a, 1b, 1c, 1g) of solar panels (SB) are installed, made on the basis of multilayer printed circuit boards and being separate electronic devices with integrated solar panels sensors (DM), magnetometers, magnetic actuators (MIO) and microcontroller control.
Верхняя сторона КА закрывается верхней панелью (19) (панель -Z); при этом на верхней панели расположены антенны приемопередатчика УКВ-диапазона и GPS-приемника, а также верхняя панель (2) СБ, также являющаяся электронным устройством на базе многослойной печатной платы.The upper side of the spacecraft is closed by the upper panel (19) (panel -Z); at the same time, the antennas of the VHF band transceiver and GPS receiver are located on the upper panel, as well as the upper panel (2) of the SB, which is also an electronic device based on a multilayer printed circuit board.
Нижняя сторона КА, где расположено входное отверстие оптической схемы ОЭС (9), на этапе выведения закрыта крышкой (6) (панель +Z); при этом на крышке расположена нижняя (3) панель СБ. После этапа выведения и отделения КА из ТПК крышка (6) раскрывается под действием пружин кручения, обеспечивая открытие входного отверстия ОЭС (9). По углам боковых панелей (18а, 18г) (панели +X, -X) со стороны верхней (2) панели и нижней (3) панели выполнены по 4 опорных выступа (10) для опирания КА в продольном направлении об толкатель и крышку ТПК.The lower side of the spacecraft, where the inlet of the optical scheme of the ECO (9) is located, is closed by a lid (6) at the stage of removal (panel + Z); at the same time, the lower (3) SB panel is located on the cover. After the stage of removing and separating the spacecraft from the TPK, the cover (6) opens under the action of torsion springs, ensuring the opening of the inlet of the ECO (9). At the corners of the side panels (18a, 18g) (+ X, -X panels) from the side of the upper (2) panel and the lower (3) panel, 4 support projections (10) are made for supporting the spacecraft in the longitudinal direction about the pusher and the TPK cover.
Оси связанной системы координат КА материализуются таким образом, что ось Z КА направлена вдоль оптической оси ОЭС (9) в направлении от входного отверстия ОЭС (9) к шпангоуту (17) служебной аппаратуры; ось Y КА направлена вдоль оси рупорной антенны высокоскоростного передатчика Ка-диапазона (14) в направлении излучения антенны; ось X КА дополняет систему координат КА до правой координатной тройки.The axes of the associated spacecraft coordinate system are materialized in such a way that the spacecraft's Z axis is directed along the optical axis of the OES (9) in the direction from the inlet of the OES (9) to the frame (17) of the service equipment; the spacecraft's Y axis is directed along the axis of the horn antenna of the high-speed Ka-band transmitter (14) in the direction of the antenna radiation; the X axis of the spacecraft complements the spacecraft coordinate system to the right coordinate triple.
Предлагаемый космический аппарат предполагается к использованию на низких (высотой до 800 км) круговых солнечно-синхронных орбитах для задач ДЗЗ.The proposed spacecraft is supposed to be used at low (up to 800 km high) circular solar-synchronous orbits for remote sensing tasks.
Более детальное описание конструкции космического аппарата микро класса «Аурига» представлено ниже.A more detailed description of the design of the spacecraft micro class "Auriga" is presented below.
Предлагаемый космический аппарат в транспортном положении представляет собой параллелепипед (Фиг. 3.), где основным силовоспринимающим элементом конструкции является шпангоут (17) служебной аппаратуры на котором размещена служебная аппаратура в составе блока питания и управления (15), высокоскоростного передатчика (14) целевой информации Ка-диапазона, трех двигателей-маховиков (21), а также прецизионного кронштейна (22), на котором установлены два звездных датчика (13) и гироскоп (20) системы ориентации и стабилизации КА. Причем передатчик Ка-диапазона размещен на шпангоуте (17) таким образом, чтобы его рупорная антенна выходила на внешнюю сторону КА в направлении стороны +Y КА, блок питания и управления располагается рядом с передатчиком Ка-диапазона и занимает на шпангоуте пространство вдоль стороны -X КА, три двигателя-маховика (21) располагаются на противоположной стороне шпангоута (17) служебной аппаратуры (со стороны -Z КА) таким образом, чтобы обеспечивать возможность разворота КА в трех взаимно ортогональных плоскостях, а звездные датчики (13) расположены на прецизионном кронштейне (22) таким образом, что их визирные оси соосны осям космического аппарата +X и -Y соответственно и образуют между собой угол в 90°, а гироскоп (20) размещается на кронштейне в свободной зоне между двумя ЗД (13).The proposed spacecraft in the transport position is a parallelepiped (Fig. 3.), where the main power-receiving structural element is the frame (17) of the service equipment on which the service equipment is located as part of the power and control unit (15), high-speed transmitter (14) of target information Ka-band, three flywheel engines (21), as well as a precision bracket (22), on which two star sensors (13) and a gyroscope (20) of the spacecraft orientation and stabilization system are installed. Moreover, the Ka-band transmitter is placed on the frame (17) so that its horn antenna exits on the outer side of the KA in the direction of the + Y side of the KA, the power and control unit is located next to the Ka-band transmitter and occupies the space along the -X side on the frame SC, three flywheel engines (21) are located on the opposite side of the frame (17) of the service equipment (from the side -Z of the SC) in such a way as to enable the SC to turn in three mutually orthogonal planes, and star sensors (13) are located and precision bracket (22) so that their axes are coaxial with the sighting axis of the spacecraft -Y and + X, respectively, and form an angle of 90 °, a gyro (20) located on the bracket in a free zone between the two HT (13).
Прецизионный кронштейн (22) позволяет минимизировать ошибку между измерительными системами координат установленных на нем приборов и строительной системой координат КА. Минимизация этой ошибки позволяет повысить точность ориентации КА при работе целевой аппаратуры. Применение единой базовой детали в виде шпангоута (17) служебной аппаратуры позволяет реализовать наибольшую возможную точность относительного монтажа аппаратуры, технологичность процесса сборки; обеспечить лучшие условия теплопередачи для оптимизации температурных режимов бортовой аппаратуры КА.The precision bracket (22) minimizes the error between the measuring coordinate systems of the instruments installed on it and the spacecraft construction coordinate system. Minimizing this error makes it possible to increase the accuracy of the spacecraft orientation during the operation of the target equipment. The use of a single base part in the form of a frame (17) of office equipment allows to realize the greatest possible accuracy of the relative installation of equipment, the manufacturability of the assembly process; provide the best heat transfer conditions for optimizing the temperature conditions of the spacecraft onboard equipment.
В состав блока (15) питания и управления кроме бортовой вычислительной машины и элементов коммутации питания и управления системы энергоснабжения входят литий-ионные аккумуляторные батареи в качестве вторичного источника питания КА, а также приемник GPS-сигналов и служебный приемопередатчик УКВ-диапазона.The power and control unit (15), in addition to the on-board computer and power and control switching elements of the power supply system, includes lithium-ion batteries as a secondary power source for the spacecraft, as well as a GPS signal receiver and an VHF range transceiver.
Такое комплексирование различных бортовых приборов и систем в составе единого блока (15) позволяет уменьшить габаритные размеры и массу данного блока за счет использования единого корпуса и исключения бортовой кабельной сети для соединения приборов и систем, входящих в его состав.Such a combination of various on-board devices and systems as part of a single unit (15) makes it possible to reduce the overall dimensions and weight of this unit by using a single case and eliminating the on-board cable network to connect devices and systems included in it.
Двигатели-маховики (21) размещены на шпангоуте (17) служебной аппаратуры на удалении от звездных датчиков (13) и гироскопа (20), с целью минимизации вибрационного воздействия на них.The flywheel engines (21) are located on the frame (17) of the service equipment at a distance from the stellar sensors (13) and the gyroscope (20), in order to minimize the vibration effect on them.
Через резьбовые отверстия стоек шпангоута служебной аппаратуры (17) к нему крепится шпангоут (16) ОЭС (9), являющийся основным несущим элементом полезной нагрузки КА в виде оптико-электронной системы (9). При этом шпангоут (16) ОЭС (9) имеет силовые ребра, в промежутки между которыми помещаются корпуса двигателей-маховиков (21), что также позволяет уменьшить общий габарит КА.Through the threaded holes of the rack frames of the service equipment (17), the frame (16) of the UES (9) is attached to it, which is the main supporting element of the payload of the spacecraft in the form of an optical-electronic system (9). In this case, the frame (16) of the OES (9) has power ribs, in the spaces between which the bodies of the flywheel engines (21) are placed, which also allows to reduce the overall size of the spacecraft.
ОЭС (9) представляет собой телескоп в форме прямоугольного параллелепипеда, где основным силовым элементом является шпангоут (16) ОЭС на котором устанавливаются оптико-механические и оптические элементы ОЭС, причем визирная ось телескопа совпадает с осью Z космического аппарата, а входное отверстие оптической системы ОЭС находится со стороны -Z КА. ОЭС (9) выполнена в виде зеркально-линзового осевого телескопа с апертурой 241 мм и фокусным расстоянием 745 мм, что позволяет значительно снизить общий габарит и массу КА, при этом обеспечивая высокое качество получаемых изображений с разрешением до 2.5 м на пиксел в панхроматическом режиме при съемке в надир с орбиты высотой 600 кмThe ECO (9) is a telescope in the shape of a rectangular parallelepiped, where the main strength element is the frame (16) of the ECO on which the optical-mechanical and optical elements of the ECO are installed, the telescope's sighting axis coinciding with the Z axis of the spacecraft, and the entrance hole of the ECO optical system located on the side of -Z KA. OES (9) is made in the form of a mirror-lens axial telescope with an aperture of 241 mm and a focal length of 745 mm, which can significantly reduce the overall size and mass of the spacecraft, while ensuring high quality images with a resolution of up to 2.5 m per pixel in the panchromatic mode at shooting in nadir from an orbit 600 km high
На боковых сторонах шпангоута (17) служебной аппаратуры выполнено по 2 резьбовых отверстия для соединения с четырьмя боковыми панелями КА +X, -X, +Y, -Y (18). Эти отверстия расположены близко к серединам сторон шпангоута (17) с целью уменьшения взаимного влияния температурных деформаций панелей (18) и шпангоута (17). При этом, боковые панели (18) соединены между собой в углах винтами внахлест. Угловые ребра в местах соединений играют роль опорных направляющих (8), которыми КА опирается об рельсы внутри ТПК в поперечных направлениях и скользит (по рельсам ТПК) в процессе отделения. Со стороны входного отверстия ОЭС (9) боковые панели (18) дополнительно подкреплены между собой четырьмя угловыми косынками (7).On the lateral sides of the frame (17) of the service equipment, 2 threaded holes were made for connection with the four side panels KA + X, -X, + Y, -Y (18). These holes are located close to the midpoints of the sides of the frame (17) in order to reduce the mutual influence of temperature deformations of the panels (18) and the frame (17). Moreover, the side panels (18) are interconnected in the corners by overlapping screws. Corner ribs at the joints play the role of supporting guides (8), by which the spacecraft rests against the rails inside the TPK in the transverse directions and slides (along the TPK rails) during separation. From the side of the inlet of the ECO (9), the side panels (18) are additionally supported by four corner scarves (7).
Со стороны шпангоута служебной аппаратуры (17) на верхних гранях боковых панелей КА (18) через резьбовые соединения закреплена верхняя панель (19) КА, на которой установлены активная GPS-антенна (5) и раскрывающаяся антенна служебного радиокомплекса УКВ-диапазона (4) представляющая из себя четвертьволновой вибратор. Кроме того на верхней панели (19) КА размещены два контакта отделения (условно не показаны), которые срабатывают при отделении КА от ТПК и, замыкая цепь питания, осуществляется коммутация питания на бортовые системы КА. Боковые панели (18) и верхняя панель (19) образуют внешний корпус КА.On the side of the frame of the service equipment (17) on the upper faces of the side panels of the spacecraft (18) through the threaded connections, the upper panel (19) of the spacecraft is mounted on which an active GPS antenna (5) and a drop-down antenna of the VHF radio service complex (4) are installed a quarter-wave vibrator. In addition, on the upper panel (19) of the spacecraft there are two compartment contacts (not shown conditionally) that are activated when the spacecraft is separated from the TPK and, closing the power supply circuit, the power is switched to the onboard spacecraft systems. The side panels (18) and the top panel (19) form the outer spacecraft body.
На внешних сторонах боковых панелей (18) и верхней панели (19) на резьбовом соединении установлены боковые панели (1) солнечных батарей и верхняя панель (2) СБ соответственно. Данные панели (1, 2) СБ представляют из себя отдельные оконечные электронные устройства на основе многослойных печатных плат в состав которых кроме фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) системы энергоснабжения входят такие приборы СУОС, как миниатюрные солнечные датчики, магнитометры и магнитные исполнительные органы. Вся эта периферия управляется встроенным в каждую панель СБ микроконтроллером, что позволяет считать каждую панель СБ (1, 2) отдельным устройством на шине I2C. Применение интеллектуальных панелей СБ (1, 2) в качестве электронных устройств на основе многослойных печатных плат позволяет значительно сократить габарит и массу КА.On the outer sides of the side panels (18) and the upper panel (19) on the threaded connection, the side panels (1) of the solar panels and the upper panel (2) of the SB are installed. These panels (1, 2) of the SB are separate terminal electronic devices based on multilayer printed circuit boards, which, in addition to photoelectric converters (PEC) of the power supply system, include such EMS systems as miniature solar sensors, magnetometers, and magnetic actuators. All of these peripherals are controlled by a microcontroller integrated in each SB panel, which allows each SB panel (1, 2) to be considered as a separate device on the I2C bus. The use of SB smart panels (1, 2) as electronic devices based on multilayer printed circuit boards can significantly reduce the size and mass of the spacecraft.
Со стороны входного отверстия ОЭС (9) расположена раскрывающаяся крышка (6) камеры, которая находится в закрытом положении до момента демпфирования угловых скоростей КА после отделения от ТПК и стабилизации КА в дежурном режиме (оптическая ось ОЭС направлена в надир). Открытие крышки (6) камеры осуществляется путем пережигания удерживающей ее нити, после чего средствами двух пружин раскрытия крышки ОЭС (12) она переводится в открытое положение и удерживается в нем. На внешней стороне крышки (6) камеры через резьбовое соединение установлена нижняя панель СБ (3). Она, как и прочие панели СБ (1, 2) в составе КА, выполнена на основе многослойной печатной платы, но без размещения приборов СУОС в ее составе.From the side of the inlet of the ECO (9), a camera opening cover (6) is located, which is in the closed position until the angular velocity of the spacecraft is damped after separation from the TPK and the spacecraft is stabilized in standby mode (the optical axis of the ECO is directed to the nadir). Opening the lid (6) of the chamber is carried out by burning out the thread holding it, after which by means of two springs of opening the lid of the ECO (12) it is put into the open position and held in it. On the outside of the cover (6) of the camera through the threaded connection is installed the lower panel SB (3). It, like other SB panels (1, 2) as part of the spacecraft, is made on the basis of a multilayer printed circuit board, but without placing the SUOS devices in its composition.
Во время нахождения КА внутри ТПК, в продольном направлении (вдоль оптической оси КА) КА фиксируется с обеих сторон (стороны -Z и +Z соответственно) через опорные выступы (11, 12), выфрезерованные с торцевых сторон боковых панелей КА +X и -X (18а, 18г) соответственно.While the spacecraft is inside the TPK, in the longitudinal direction (along the optical axis of the spacecraft), the spacecraft is fixed on both sides (sides -Z and + Z, respectively) through the support protrusions (11, 12) milled from the end sides of the side panels of the spacecraft + X and - X (18a, 18g), respectively.
Сборка космического аппарата начинается с установки на шпангоут (17) служебной аппаратуры приборов бортовых систем и кронштейна (22) с приборами СУОС (Фиг. 6., Фиг. 7.).The assembly of the spacecraft begins with the installation on the frame (17) of the service equipment of the on-board systems instruments and the bracket (22) with the SUOS devices (Fig. 6., Fig. 7.).
На следующем этапе сборки шпангоут служебной аппаратуры собирается с ОЭС (9) через шпангоут (16) ОЭС (Фиг. 5.). Сборка осуществляется в вертикальном положении, когда входное отверстие ОЭС направлено вверх, а шпангоут служебной аппаратуры (17) установлен на монтажном столе на такелажной оснастке. На данном и предыдущем этапах сборки КА осуществляется трассировка бортовой кабельной сети.At the next stage of assembly, the frame of service equipment is assembled from the ECO (9) through the ECO frame (16) (Fig. 5.). The assembly is carried out in a vertical position, when the inlet of the ECO is directed upwards, and the frame of the service equipment (17) is mounted on the assembly table with rigging equipment. At this and previous stages of spacecraft assembly, the onboard cable network is traced.
Далее на сборку ОЭС (9) и шпангоута служебной аппаратуры (17) через резьбовые отверстия в шпангоуте устанавливаются боковые панели КА +X и -X (18а, 18г) соответственно. Одновременно, на верхнюю панель КА (19) устанавливаются GPS-антенна (5) и антенна УКВ-диапазона в зачекованном виде (4б), после чего верхняя панель КА (19) устанавливается на верхнюю торцевую сторону боковых панелей КА +X и -X (18а, 18г) (Фиг. 4.).Next, the KA + X and -X side panels (18a, 18g), respectively, are installed on the assembly of the UES (9) and the frame of the service equipment (17) through threaded holes in the frame. At the same time, the GPS antenna (5) and the VHF antenna in the stripped form (4b) are installed on the upper panel of the spacecraft (19), after which the upper panel of the spacecraft (19) is installed on the upper end side of the side panels of KA + X and -X ( 18a, 18g) (Fig. 4.).
На следующем этапе сборки к шпангоуту служебной аппаратуры (17) крепятся боковые панели КА +Y и -Y (условно не показаны), которые соединяются с панелями КА +X и -X (18а, 18г) внахлест, а со стороны входного отверстия ОЭС дополнительно крепятся четырьмя угловыми косынками (7). На этой же стадии на торце боковой панели -X (18г) со стороны входного отверстия ОЭС крепится крышка камеры (6).At the next stage of assembly, the KA + Y and -Y side panels (not shown conventionally) are attached to the official equipment frame (17), which are connected to the KA + X and -X panels (18a, 18g) with an overlap, and from the side of the inlet of the ECO fastened with four corner scarves (7). At the same stage, on the end of the side panel -X (18g) from the inlet side of the ECO, the chamber cover (6) is attached.
Последними на конструкцию КА устанавливаются боковые панели СБ (1а, 1б, 1в, 1г), верхняя панель СБ (2) и нижняя панель СБ (3), крышка камеры (6) переводится в закрытое состояние и фиксируется нитью (Фиг. 3.). В данном состоянии КА может быть установлен на опорные выступы (11) или (12) для проведения над ним дальнейших работ.The side panels of the SB (1a, 1b, 1c, 1g), the upper SB panel (2) and the lower SB panel (3), the camera cover (6) are put into the closed state and fixed with a thread (Fig. 3.) . In this state, the spacecraft can be installed on the supporting protrusions (11) or (12) for further work on it.
КА в транспортном положении (Фиг. 3.) устанавливается путем скольжения опорными направляющими (8) по рельсам ТПК (форм-фактора 16U) внутрь транспортно-пускового контейнера, фиксируется в продольном направлении (вдоль оптической оси) в конструкции ТПК через опорные выступы (11) и (12). При этом, входное отверстие ОЭС должно быть направлено в сторону раскрывающейся дверцы ТПК. В таком положении выключенный КА внутри ТПК доставляется средством выведения на расчетную орбиту, где осуществляется его отделение от ТПК.The spacecraft in the transport position (Fig. 3.) is installed by sliding the support rails (8) along the TPK rails (form factor 16U) inside the transport and launch container, is fixed in the longitudinal direction (along the optical axis) in the TPK structure through the support protrusions (11 ) and (12). At the same time, the inlet of the ECO should be directed towards the TPK opening door. In this position, the switched off spacecraft inside the TPK is delivered by means of launch into the calculated orbit, where it is separated from the TPK.
В момент отделения КА от ТПК происходит срабатывание контактов отделения, которые замыкают цепь коммутации питания бортовых систем КА. Через несколько минут после отделения КА от ТПК осуществляется автоматическое раскрытие антенны УКВ-диапазона (4а) и КА переходит в режим демпфирования угловых скоростей, полученных в момент отделения от ТПК, средствами магнитных исполнительных органов в составе панелей СБ. После стабилизации, КА переходит в дежурный режим работы по звездным датчикам и гироскопу в качестве измерительных приборов и двигателям-маховикам в качестве исполнительных органов. В данном режиме строится трехосная ориентация, когда оптическая ось КА направлена в направлении надира. Разгрузка накопленного кинетического момента на двигателях-маховиках осуществляется средствами МИО.At the moment of separation of the spacecraft from the TPK, the contacts of the compartment are activated, which close the power switching circuit of the spacecraft onboard systems. A few minutes after the separation of the spacecraft from the TPK, the VHF range antenna (4a) is automatically opened and the spacecraft switches to the damping mode of the angular velocities obtained at the time of separation from the TPK by means of magnetic actuators as part of the SB panels. After stabilization, the spacecraft switches to standby mode using star sensors and a gyroscope as measuring instruments and flywheel engines as executive bodies. In this mode, a triaxial orientation is constructed when the optical axis of the spacecraft is directed in the direction of the nadir. Unloading the accumulated kinetic moment on the flywheel engines is carried out by means of MIO.
Проведя все подготовительные и проверочные операции со служебными бортовыми системами, КА может переходить к выполнению целевой задачи по дистанционному зондированию Земли средствами ОЭС. Выдается команда на раскрытие крышки камеры (6), по которой осуществляется пережигание удерживающей нити, и крышка под действием пружин раскрытия крышки ОЭС (12), выполненных в виде пружин кручения, переходит в раскрытое состояние (Фиг. 1., Фиг. 2.). В данном состоянии крышка остается на весь срок существования КА.Having completed all the preparatory and verification operations with the onboard onboard systems, the spacecraft can proceed to fulfill the target task of remote sensing of the Earth by means of ECO. A command is issued to open the lid of the chamber (6), through which the holding thread is burned, and the lid under the action of the opening spring of the lid ECO (12), made in the form of torsion springs, goes into the open state (Fig. 1., Fig. 2.) . In this state, the lid remains for the entire spacecraft lifetime.
В режиме проведения космической съемки ОЭС КА (9) производит съемку заданных в полетном задании участков земной поверхности и осуществляет сохранение данных съемки в ПЗУ объемом до 1 Тб. При этом, космическая платформа аппарата позволяет производить съемку земной поверхности с отклонением от надира по углу крена и тангажа на ±30°. Скорость перенацеливания КА между объектами космической съемки может составлять порядка 1,5 град/с. Реализован режим работы, когда камера ОЭС отслеживает заданный регион Земли для получения стереоизображений.In the space survey mode, the OES KA (9) takes pictures of the areas of the earth's surface specified in the flight mission and saves the survey data in a ROM of up to 1 Tb. At the same time, the space platform of the device allows you to shoot the earth's surface with a deviation from the nadir in roll angle and pitch of ± 30 °. The speed of re-targeting the spacecraft between objects of satellite imagery can be about 1.5 deg / s. An operating mode is implemented when the ECO camera monitors a given region of the Earth to obtain stereo images.
В режиме проведения сеанса связи с наземным пунктом приема целевой информации КА наводится на наземный пункт рупорной антенной передатчика Ка-диапазона (14) и удерживает ориентацию антенны в направлении наземной станции в течение всего сеанса передачи данных космической съемки. При этом в автоматическом режиме отслеживается направление на Солнце, и КА наводится рупорной антенной на наземный пункт приема таким образом, чтобы оно не попало в поле зрения камеры ОЭС. После завершения сеанса связи КА возвращается в дежурный режим, когда визирная ось ОЭС направлена в надир.In the mode of conducting a communication session with the ground-based reception point of the target information, the spacecraft is aimed at the ground-based point with the horn antenna of the Ka-band transmitter (14) and holds the antenna orientation in the direction of the ground station during the entire space imagery data transmission session. In this case, the direction to the Sun is automatically monitored, and the spacecraft is guided by the horn antenna to the ground receiving point so that it does not fall into the field of view of the ECO camera. After the communication session is completed, the spacecraft returns to the standby mode when the target axis of the ECO is directed to the nadir.
Новизна предлагаемого технического решения состоит в миниатюризации конструкции и бортовых систем космической платформы до габаритов микро спутника стандарта CubeSat форм-фактором 16U для решения задач ДЗЗ в высоком разрешении.The novelty of the proposed technical solution is to miniaturize the design and onboard systems of the space platform to the size of a CubeSat standard micro-satellite with a 16U form factor to solve high-resolution remote sensing tasks.
Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение достигается за счет:The problem to which the invention is directed is achieved by:
- размещения бортовой служебной аппаратуры на единой базовой детали (17) позволяет реализовать наибольшую возможную точность относительного монтажа аппаратуры, технологичность процесса сборки; обеспечить лучшие условия теплопередачи для оптимизации температурных режимов бортовой аппаратуры КА, а также достичь миниатюризации КА.- placing on-board service equipment on a single base part (17) allows to realize the greatest possible accuracy of the relative installation of equipment, manufacturability of the assembly process; provide the best heat transfer conditions for optimizing the temperature conditions of the spacecraft onboard equipment, as well as achieve miniaturization of the spacecraft.
- применения миниатюрных приборов бортовых систем, таких как звездные датчики (13), двигатели-маховики (21), гироскоп (20) позволяющих уменьшить общий габарит и массу КА.- the use of miniature instruments of onboard systems, such as star sensors (13), flywheel engines (21), gyroscope (20), which allow to reduce the overall size and mass of the spacecraft.
- размещения нескольких бортовых приборов и систем в составе единого блока питания и управления (15), что позволяет снизить занимаемую этими приборами и системами площадь, а также сократить массу и объем бортовой кабельной сети для соединения их между собой.- the placement of several on-board devices and systems as part of a single power supply and control unit (15), which allows to reduce the area occupied by these devices and systems, as well as to reduce the weight and volume of the on-board cable network for connecting them together.
- применения компактного передатчика Ка-диапазона (14), что обеспечивает более высокую энергетику канала связи и пропускную способность в единицу массы по сравнению с применяемыми на спутниках-аналогах передатчиками X-диапазона. Применение в составе передатчика высокочастотных комплектующих функционирующих на частотах Ка-диапазоне (26.8 ГГц) обуславливает его компактность в сочетании с высокими скоростными характеристиками передачи данных. Также, компактности добавляет размещение в составе передатчика рупорной антенны. Статическое размещение рупорной антенны на конструкции передатчика выгодно отличается от антенны на поворотном устройстве в части массово-габаритных характеристик, а также не требует прокладки по конструкции КА бортовой кабельной сети.- the use of a compact Ka-band transmitter (14), which provides higher energy of the communication channel and throughput per unit mass in comparison with X-band transmitters used on analogue satellites. The use of high-frequency components operating at the Ka-band (26.8 GHz) frequencies as a part of the transmitter determines its compactness in combination with high-speed data transfer characteristics. Also, the compactness is added by the placement of a horn antenna in the transmitter. The static placement of the horn antenna on the design of the transmitter compares favorably with the antenna on the rotary device in terms of mass and dimensional characteristics, and also does not require laying onboard cable network design.
- применения панелей СБ (1а, 1б, 1в, 1г, 2) на основе многослойных печатных плат с встроенными микроминиатюрными приборами СУОС, что позволяет значительно сократить массу и габарит КА за счет того, что данные приборы СУОС не занимают дополнительного места в составе КА и не требуют прокладки к ним бортовой кабельной сети.- the use of SB panels (1a, 1b, 1c, 1g, 2) based on multilayer printed circuit boards with built-in microminiature SUOS devices, which can significantly reduce the spacecraft mass and size due to the fact that these SUOS devices do not occupy additional space in the spacecraft and do not require laying onboard cable network to them.
- размещения двигателей-маховиков (21) между силовыми ребрами шпангоута ОЭС (16), что позволяет уменьшить габарит КА вдоль оптической оси.- placement of flywheel engines (21) between the power ribs of the UES frame (16), which allows reducing the spacecraft’s dimension along the optical axis.
- применения компактной ОЭС (9) в виде зеркально-линзового осевого телескопа с апертурой 241 мм и фокусным расстоянием 745 мм, что позволяет значительно снизить общий габарит и массу КА при этом обеспечивая высокое качество получаемых изображений с разрешением до 2.5 м на пиксел в панхроматическом режиме при съемке в надир с орбиты высотой 600 км.- the use of a compact OES (9) in the form of a mirror-lens axial telescope with an aperture of 241 mm and a focal length of 745 mm, which can significantly reduce the overall size and mass of the spacecraft while ensuring high quality images with a resolution of up to 2.5 m per pixel in panchromatic mode when shooting in nadir from an orbit 600 km high.
- разработки КА по стандарту CubeSat, что позволяет осуществлять запуск КА в составе ТПК, что упрощает процесс адаптации КА к средству выведения, а также снижает ударные нагрузки на конструкцию КА при его отделении в сравнении с методом отделения с применением пиротехнических средств.- development of the spacecraft according to the CubeSat standard, which allows launching the spacecraft as part of the TPK, which simplifies the process of adapting the spacecraft to the launch vehicle, and also reduces the shock loads on the spacecraft design when it is separated in comparison with the separation method using pyrotechnic means.
- применения ТПК для запуска КА, что позволяет унифицировать процесс адаптации КА практически к любому средству выведения.- the use of TPK to launch the spacecraft, which allows to unify the process of adaptation of the spacecraft to almost any launch vehicle.
- минимизации количества элементов конструкции КА, применения миниатюрных бортовых приборов и систем, малой массы (21 кг) и габарита (250×250×450 мм в транспортном положении (Фиг. 3.)) КА, что позволяет упростить и ускорить процесс монтажа, испытаний и адаптации КА.- minimizing the number of spacecraft structural elements, the use of miniature on-board instruments and systems, low weight (21 kg) and size (250 × 250 × 450 mm in the transport position (Fig. 3.)) of the spacecraft, which simplifies and accelerates the installation, testing and adaptation of the spacecraft.
- выполнения панелей СБ (1, 2, 3) на основе фотоэлектрических преобразователей из трехкаскадного арсенида галлия, что позволило снизить габариты и массу СБ без снижения эффективности электроснабжения бортовых систем.- implementation of SB panels (1, 2, 3) based on photovoltaic converters from three-stage gallium arsenide, which allowed reducing the dimensions and weight of SB without reducing the efficiency of power supply of on-board systems.
Claims (9)
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017104273A RU2651309C1 (en) | 2017-02-09 | 2017-02-09 | Microclass earth remote probing spacecraft |
| PCT/RU2017/000193 WO2018147760A1 (en) | 2017-02-09 | 2017-03-31 | Micro class earth remote sensing spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017104273A RU2651309C1 (en) | 2017-02-09 | 2017-02-09 | Microclass earth remote probing spacecraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2651309C1 true RU2651309C1 (en) | 2018-04-19 |
Family
ID=61976894
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017104273A RU2651309C1 (en) | 2017-02-09 | 2017-02-09 | Microclass earth remote probing spacecraft |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2651309C1 (en) |
| WO (1) | WO2018147760A1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108897305A (en) * | 2018-06-29 | 2018-11-27 | 北京航天自动控制研究所 | A kind of three-dimensional test platform of control system system integration delivery |
| CN110550235A (en) * | 2019-09-24 | 2019-12-10 | 四川省电子信息产业技术研究院有限公司 | Micro-nano satellite platform |
| RU2729866C2 (en) * | 2018-11-26 | 2020-08-12 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Solar battery mechanical device construction manufacturing method |
| 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 |
| RU2753063C1 (en) * | 2020-09-25 | 2021-08-11 | Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» | Method for assembly of load-bearing structure of small spacecraft |
| CN113291491A (en) * | 2021-07-16 | 2021-08-24 | 北京智星空间技术研究院有限公司 | Six-unit cubic micro-nano satellite main bearing structure |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110562495B (en) * | 2019-08-15 | 2021-04-13 | 南京理工大学 | Cube star offset momentum attitude control system |
| CN112896559A (en) * | 2021-03-30 | 2021-06-04 | 星众空间(北京)科技有限公司 | Cube star frame based on 3D prints |
| CN116534291B (en) * | 2023-07-05 | 2023-09-12 | 北京未来宇航空间科技研究院有限公司 | Reusable optical calibration hatch cover mechanism and satellite remote sensing camera calibration system |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU99461U1 (en) * | 2010-07-21 | 2010-11-20 | Евгений Владимирович Слепак | MULTIFUNCTIONAL CONTAINER FOR DOMESTIC WASTE |
| RU2457157C1 (en) * | 2010-12-07 | 2012-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева (ФГУП "ГКНПЦ им. М.В. Хруничева") | Micro-satellite for earth surface remote sensing |
-
2017
- 2017-02-09 RU RU2017104273A patent/RU2651309C1/en not_active IP Right Cessation
- 2017-03-31 WO PCT/RU2017/000193 patent/WO2018147760A1/en active Application Filing
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU99461U1 (en) * | 2010-07-21 | 2010-11-20 | Евгений Владимирович Слепак | MULTIFUNCTIONAL CONTAINER FOR DOMESTIC WASTE |
| RU2457157C1 (en) * | 2010-12-07 | 2012-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева (ФГУП "ГКНПЦ им. М.В. Хруничева") | Micro-satellite for earth surface remote sensing |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| 19 Aout 2015. Des mini-satellites d’observation lancés par douzaines. В: LE BLOG DES SCIENCES. [найдено 2017-09-05]. Найдено в Интернет http://mavoiescientifique.onisep.fr/des-mini-satellites-dobservation-lances-par-douzaines/; фиг.1;. Как устроены "кубсаты" (CubeSat)? 3 октября 2016 в 13.30, Илья Хель. На сайте Hi-News.ru. [найдено 2017-09-05]. Найдено в Интернет https://hi-news.ru/space/kak-ustroeny-kubsaty-cubesat.html; с.1-5. * |
| Aout 2015. Des mini-satellites d’observation lancés par douzaines. В: LE BLOG DES SCIENCES. [найдено 2017-09-05]. Найдено в Интернет http://mavoiescientifique.onisep.fr/des-mini-satellites-dobservation-lances-par-douzaines/; фиг.1;. Как устроены "кубсаты" (CubeSat)? 3 октября 2016 в 13.30, Илья Хель. На сайте Hi-News.ru. [найдено 2017-09-05]. Найдено в Интернет https://hi-news.ru/space/kak-ustroeny-kubsaty-cubesat.html; с.1-5. Largest Flock of Earth-Imaging Satellites Launch into Orbit From Space Station, by Sensors Staff, Feb.13, 2014, 1:00 am. [найдено 2017-09-05]. Найдено в Интернет http://www.sensorsmag.com/components/largest-flock-earth-imaging-satellites-launch-into-orbit-from-space-station; с.2-3. * |
| Largest Flock of Earth-Imaging Satellites Launch into Orbit From Space Station, by Sensors Staff, Feb.13, 2014, 1:00 am. [найдено 2017-09-05]. Найдено в Интернет http://www.sensorsmag.com/components/largest-flock-earth-imaging-satellites-launch-into-orbit-from-space-station; с.2-3. * |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108897305A (en) * | 2018-06-29 | 2018-11-27 | 北京航天自动控制研究所 | A kind of three-dimensional test platform of control system system integration delivery |
| RU2729866C2 (en) * | 2018-11-26 | 2020-08-12 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Solar battery mechanical device construction manufacturing method |
| CN110550235A (en) * | 2019-09-24 | 2019-12-10 | 四川省电子信息产业技术研究院有限公司 | Micro-nano satellite platform |
| CN110550235B (en) * | 2019-09-24 | 2021-03-02 | 四川省电子信息产业技术研究院有限公司 | Micro-nano satellite platform |
| 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 |
| RU2753063C1 (en) * | 2020-09-25 | 2021-08-11 | Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» | Method for assembly of load-bearing structure of small spacecraft |
| CN113291491A (en) * | 2021-07-16 | 2021-08-24 | 北京智星空间技术研究院有限公司 | Six-unit cubic micro-nano satellite main bearing structure |
| CN113291491B (en) * | 2021-07-16 | 2022-09-27 | 北京智星空间技术研究院有限公司 | Six-unit cubic micro-nano satellite main bearing structure |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2018147760A1 (en) | 2018-08-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2651309C1 (en) | Microclass earth remote probing spacecraft | |
| CN108674692B (en) | Remote sensing microsatellite | |
| RU2457157C1 (en) | Micro-satellite for earth surface remote sensing | |
| US9650160B2 (en) | Satellite with deployable payload modules | |
| EP0888967A1 (en) | Spacecraft platforms | |
| CA3061978C (en) | Attitude stabilization and orbital distribution for small satellites | |
| Peral et al. | RainCube, a Ka-band precipitation radar in a 6U CubeSat | |
| US10312998B2 (en) | Hybrid communications assembly for spacecraft | |
| RU2684877C1 (en) | Unified space platform modular principle of building | |
| Jono et al. | Laser tracking test under satellite microvibrational disturbances by OICETS ATP system | |
| Mostert et al. | The science and engineering payloads and experiments on SUNSAT | |
| US11163149B2 (en) | Baffled calotte dome observation and/or communications system | |
| US7270304B2 (en) | Isolating positioning boom for instrument platform | |
| Das et al. | Revolutionary satellite structural systems technology: A vision for the future | |
| Kroon et al. | Articulated deployment system for antenna reflectors | |
| Damilano | Pleiades high resolution satellite: a solution for military and civilian needs in metric-class optical observation | |
| RU2621132C1 (en) | Modular space vehicle | |
| RU201186U1 (en) | Universal nanosatellite platform of the CubeSat format | |
| CN112298607A (en) | Modularized satellite platform for realizing high agility maneuvering capability | |
| RU2779783C2 (en) | Rocket and space system for highly detailed remote sounding of the earth in the visible and (or) infrared observation range | |
| RU2308401C2 (en) | Nanosputnik | |
| Peral et al. | Raincube, the first spaceborne precipitation radar in a 6U cubesat | |
| Tyc et al. | High Performance Optical Imaging Payloads for Smallsat Missions | |
| Morgan et al. | Concepts for large interferometers in space | |
| Deininger et al. | StarLight spacecraft concept descriptions |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200210 |