RU2732652C1 - Способ компоновки оптико-электронных приборов космического аппарата - Google Patents
Способ компоновки оптико-электронных приборов космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2732652C1 RU2732652C1 RU2019131396A RU2019131396A RU2732652C1 RU 2732652 C1 RU2732652 C1 RU 2732652C1 RU 2019131396 A RU2019131396 A RU 2019131396A RU 2019131396 A RU2019131396 A RU 2019131396A RU 2732652 C1 RU2732652 C1 RU 2732652C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- optoelectronic devices
- spacecraft
- frame
- dimensionally stable
- elements
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космической технике, в частности к оптико-электронным приборам космического аппарата (КА). Способ компоновки оптико-электронных приборов КА заключатся в том, что оптико-электронные приборы устанавливают на обособленную от полезной нагрузки размеростабильную раму. Развязывают раму через шарнирные соединения от корпуса КА. Оптико-электронные приборы располагают на удалении друг от друга в объеме, ограниченном размерами головного обтекателя. Устанавливают, сгруппировав, оптико-электронные приборы на независимые кронштейны на узловых элементах рамы. Раму изготавливают из набора углепластиковых стержней круглого сечения и соединяют через прямой интерфейс стыковки непосредственно с углепластиковой силовой трубой корпуса КА. Узловые элементы собирают из тонкостенных титановых фитингов с шарнирами. Обеспечивают с помощью узловых элементов компенсацию температурных деформаций по трем осям относительно одной жестко закрепленной точки. Выполняют регулировку каждого независимого кронштейна для задания точного позиционирования оптико-электронных приборов. Достигается стабильность положения при воздействии динамических нагрузок. 3 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к телекоммуникационным и связным спутникам.
При создании телекоммуникационных и связных космических аппаратов (КА) важным является требование такой компоновки антенн, панелей солнечных батарей и астроприборов системы ориентации и стабилизации под головным обтекателем ракеты-носителя, которая бы обеспечивала рациональное и оптимально плотное размещение оптико-электронных приборов с обеспечением свободного поля обзора от элементов конструкции и обеспечением температурных развязок относительно корпуса КА.
Известны прецизионные конструкции для размещения высокоточного оборудования, в частности конструкция из сотовых панелей и анизогридная сетчатая конструкция для установки оптико-электронных приборов [Е.Г. Пацкова, Разработка прецизионных конструкций для размещения высокоточного оборудования / Е.Г. Пацкова, О.А. Исеева, Р.И. Бикмаев, И.В. Филимонов, А.Е. Шарнин // Решетневские чтения. - 2013. - Ч. 1. - С. 90-91]. Представлены два варианта способа компоновки оптико-электронных приборов, которые обеспечивают, в частности, размещение самих приборов на определенной высоте с обеспечением свободного обзора.
Для реализации по первому способу компоновки применяют конструкцию в виде параллелепипеда, которую собирают из трехслойных сотовых панелей, состоящих из углепластиковых обшивок и алюминиевого сотозаполнителя. Для соединения сотовых панелей между собой используют блоковые вставки, фрезерованные кронштейны, уголки и другие конструктивные элементы.
Недостатками известного решения являются: сложность размещения всего комплекта оптико-электронных приборов на едином основании, трудоемкость изготовления, громоздкость конструкции из-за наличия дополнительных крепежных элементов, высокая масса. Вследствие непосредственной связи данной конструкции с астроплатой и панелями-радиаторами корпуса КА, возникают температурные деформации, которые передаются через астроплату рассматриваемой конструкции. Данное обстоятельство приводит к угловым уходам оптико-электронных приборов.
При реализации второго варианта способа оптико-электронные приборы устанавливают на анизогридной сетчатой конструкции, которую изготавливают методом намотки группы шпангоутов и соединяют их между собой стержневыми соединительными связями. Данная сетчатая конструкция зарекомендовала себя при осевых нагрузках "растяжение-сжатие".
К недостаткам данного способа относятся: невозможность установки всего комплекта оптико-электронных приборов на едином основании из-за большого удаления приборов вследствие требований по размещению. В связи с небольшим диаметром, основание анизогридной сетчатой конструкции имеет малую жесткость, в свою очередь увеличение диаметра опоры сетки влечет резкое увеличение массы всей конструкции. Необходимость подкрепления анизогридной сетчатой конструкции в нескольких точках с опорой на астроплату, что также приводит к угловым уходам оптических датчиков.
Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близким по технической сути (прототипом) предлагаемого технического решения является способ размещения оптико-электронных приборов в обособленный от полезной нагрузки модуль (патент на изобретение РФ №2247683, МПК B64G 1/10), который выполняют независимым от корпуса спутника. Оптико-электронные приборы устанавливают на подвижной размеростабильной раме и развязывают раму через шарнирные опоры от корпуса КА. Целевую аппаратуру, а также приборы командно-измерительной системы управления монтируют на отдельных модулях и, тем самым, обеспечивают независимое положение визирных осей оптико-электронных приборов от раскрываемых элементов (например, панелей солнечных батарей, подвижного модуля целевой аппаратуры).
Недостатком прототипа является отсутствие элементов, обеспечивающих жесткость конструкции космического аппарата в целом, привязка шарнирных опор к сотовой панели, отсутствие регулировки каждой группы оптико-электронных приборов независимо от размеростабильной рамы.
Для заявленного способа выявлены основные общие с прототипом существенные признаки: оптико-электронные приборы устанавливают в обособленный от полезной нагрузки модуль на подвижной размеростабильной раме; развязывают раму через три шарнирные опоры от корпуса КА.
Технической проблемой изобретения является обеспечение стабильности положения большого количества оптико-электронных приборов с исключением влияния температурных деформаций корпуса аппарата на их угловые развороты.
Поставленная техническая проблема решается способом компоновки оптико-электронных приборов космического аппарата, заключающимся в том, что оптико-электронные приборы устанавливают на обособленную от полезной нагрузки размеростабильную раму. Развязывают раму через шарнирные соединения от корпуса КА и тем самым обеспечивают независимое положение визирных осей приборов от раскрываемых элементов. Согласно заявленному изобретению оптико-электронные приборы располагают на удалении друг от друга в объеме, ограниченном размерами головного обтекателя, устанавливают сгруппированные оптико-электронные приборы на независимые кронштейны, которые закрепляют на узловых элементах размеростабильной рамы. Размеростабильную раму изготавливают из набора углепластиковых стержней круглого сечения и соединяют через прямой интерфейс стыковки непосредственно с углепластиковой силовой трубой корпуса КА. Узловые элементы собирают из тонкостенных титановых фитингов с шарнирами и обеспечивают с помощью узловых элементов компенсацию температурных деформаций по трем осям относительно одной жестко закрепленной точки, а также выполняют регулировку каждого независимого кронштейна для задания точного позиционирования оптико-электронных приборов.
На фиг. 1 показана установка кронштейнов с оптико-электронными приборами на размеростабильной раме, общий вид;
фиг. 2 - установка кронштейнов с оптико-электронными приборами на размеростабильной раме, вид сверху;
фиг. 3 - узел крепления размеростабильной рамы к силовой конструкции корпуса космического аппарата.
Способ компоновки оптико-электронных приборов космического аппарата заключается в следующем.
Оптико-электронные приборы (фиг. 1, 2) 1 располагают на удалении друг от друга в объеме, ограниченном размерами головного обтекателя, и устанавливают, сгруппировав, оптико-электронные приборы на кронштейны 3. Кронштейны 3 изготавливают из сотопанелей с расположенными на них элементами крепления (на фиг. не показаны). Кронштейны 3 с оптико-электронными приборами 1 монтируют на узловых элементах 4 рамы. Размеростабильную раму 2 изготавливают из набора углепластиковых стержней круглого сечения и стыкуют при помощи четырех титановых фитингов 6 (показаны на фиг. 1, 3) непосредственно с углепластиковой силовой трубой корпуса КА 5. Стержни изготавливают из переплетенных слоев углеродного жгута и пропитывают полимерным связующим.
Узловые элементы 4 собирают из тонкостенных титановых фитингов с шарнирами и обеспечивают с их помощью компенсацию температурных деформаций по трем осям, а также выполняют регулировку каждого кронштейна 3 для задания точного позиционирования оптико-электронных приборов 1.
Силовая труба 5 является основным несущим элементом КА, которую выполняют в виде сетки из высокомодульного углепластика с интерфейсными точками (на фиг. не показаны) для крепления панелей корпуса КА 7 (фиг. 1). Силовая труба 5 обладает высокой жесткостью и низким коэффициентом линейного температурного расширения [Васильев, В.В. Анизогридные композитные сетчатые конструкции - разработка и приложение к космической технике / В.В. Васильев, В.А. Барынин, А.Ф. Разин, С.А. Петроковский, В.И. Халиманович // Композиты и наноструктуры, 2009. №3. - С. 38-50]. К силовой трубе 5 крепят панели 7 корпуса КА (фиг. 1, 3). Размеростабильную раму 2 (фиг. 1, 2) крепят при помощи четырех титановых фитингов 6 к силовой трубе 5 корпуса КА через отверстия в панели 7 (фиг. 1, 3).
Размещение оптико-электронных приборов на размеростабильной раме из композиционных материалов, которая имеет прямой интерфейс стыковки непосредственно с углепластиковой силовой трубой корпуса, позволит снизить влияние температурных деформаций и обеспечить необходимую стабильность положения при воздействии динамических нагрузок. Также особенностью данной размеростабильной рамы от применяемых конструктивно-компоновочных схем является вариантность ее сборки в произвольных направлениях, что дает возможность установки оптико-электронных приборов в заданных точках пространства, с учетом полей зрения самих оптико-электронных приборов и элементов конструкции корпуса КА.
Claims (1)
- Способ компоновки оптико-электронных приборов космического аппарата (КА), заключающийся в том, что оптико-электронные приборы устанавливают на обособленную от полезной нагрузки размеростабильную раму, развязывают раму через шарнирные соединения от корпуса КА, отличающийся тем, что оптико-электронные приборы располагают на удалении друг от друга в объеме, ограниченном размерами головного обтекателя, и устанавливают, сгруппировав, оптико-электронные приборы на независимые кронштейны, которые закрепляют на узловых элементах размеростабильной рамы, при этом размеростабильную раму изготавливают из набора углепластиковых стержней круглого сечения и соединяют через прямой интерфейс стыковки непосредственно с углепластиковой силовой трубой корпуса КА, узловые элементы собирают из тонкостенных титановых фитингов с шарнирами и обеспечивают с помощью узловых элементов компенсацию температурных деформаций по трем осям относительно одной жестко закрепленной точки, а также выполняют регулировку каждого независимого кронштейна для задания точного позиционирования оптико-электронных приборов.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019131396A RU2732652C1 (ru) | 2019-10-03 | 2019-10-03 | Способ компоновки оптико-электронных приборов космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019131396A RU2732652C1 (ru) | 2019-10-03 | 2019-10-03 | Способ компоновки оптико-электронных приборов космического аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2732652C1 true RU2732652C1 (ru) | 2020-09-21 |
Family
ID=72922294
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019131396A RU2732652C1 (ru) | 2019-10-03 | 2019-10-03 | Способ компоновки оптико-электронных приборов космического аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2732652C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2247683C1 (ru) * | 2003-05-21 | 2005-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Модульная конструкция космического аппарата |
US6952530B2 (en) * | 2003-12-19 | 2005-10-04 | The Aerospace Corporation | Integrated glass ceramic systems |
RU2318188C1 (ru) * | 2006-07-17 | 2008-02-27 | Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов |
RU2457157C1 (ru) * | 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") | Микроспутник для дистанционного зондирования поверхности земли |
RU2617162C1 (ru) * | 2016-01-18 | 2017-04-21 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем |
RU2651309C1 (ru) * | 2017-02-09 | 2018-04-19 | Общество с ограниченной ответственностью "Даурия - спутниковые технологии" | Космический аппарат дистанционного зондирования Земли микрокласса |
-
2019
- 2019-10-03 RU RU2019131396A patent/RU2732652C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2247683C1 (ru) * | 2003-05-21 | 2005-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Модульная конструкция космического аппарата |
US6952530B2 (en) * | 2003-12-19 | 2005-10-04 | The Aerospace Corporation | Integrated glass ceramic systems |
RU2318188C1 (ru) * | 2006-07-17 | 2008-02-27 | Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов |
RU2457157C1 (ru) * | 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") | Микроспутник для дистанционного зондирования поверхности земли |
RU2617162C1 (ru) * | 2016-01-18 | 2017-04-21 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Космический аппарат, его модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем |
RU2651309C1 (ru) * | 2017-02-09 | 2018-04-19 | Общество с ограниченной ответственностью "Даурия - спутниковые технологии" | Космический аппарат дистанционного зондирования Земли микрокласса |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3356873B1 (en) | High-stiffness structure for larger aperture telescope | |
US9958638B2 (en) | Optimal kinematic mount for large mirrors | |
EA031358B1 (ru) | Модульная центральная конструкция для сдвоенного запуска космических летательных аппаратов | |
CN103935529B (zh) | 一种快速响应卫星结构 | |
RU2732652C1 (ru) | Способ компоновки оптико-электронных приборов космического аппарата | |
Swanson et al. | System concept for a moderate cost large deployable reflector (LDR) | |
RU2333139C2 (ru) | Космический аппарат и секция антенной фазированной решетки | |
Bittner et al. | SOFIA primary mirror assembly: structural properties and optical performance | |
Bradford et al. | An active composite reflector system for correcting thermal deformations | |
US4697767A (en) | Spacecraft subsystem support structure | |
CN112977884B (zh) | 一种晨昏轨道的帆板遮阳式双超卫星平台系统 | |
RU2621132C1 (ru) | Космический аппарат блочно-модульного исполнения | |
McEachen | Development of the GEMS telescope optical boom | |
CN111959830B (zh) | 卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法 | |
RU150666U1 (ru) | Космический аппарат для научных исследований и его модуль полезной нагрузки | |
RU2621221C1 (ru) | Модуль служебных систем | |
JP7102802B2 (ja) | 光学系支持機構 | |
Raffin et al. | CFRP platform and hexapod mount for the Array of MIcrowave Background Anisotropy (AMiBA) | |
Brady et al. | Structural design challenges for a shuttle-launched space interferometry mission | |
Adler et al. | Novel phased array antenna structure design | |
Martin et al. | CFRP composite optical telescope assembly for the 1 m ULTRA project | |
RU2226482C2 (ru) | Устройство для группового выведения космических аппаратов | |
CN105594315B (zh) | 一种快速装配卫星结构 | |
Danner et al. | Precision-Deployable, Stable, Optical Benches for Cost-Effective Space Telescopes | |
RU2753063C1 (ru) | Способ сборки несущей конструкции малого космического аппарата |