Унифицированные космические платформы для малых космических аппаратов

Развитие космической техники на современном этапе характеризуется созданием космических аппаратов различного назначения на базе унифицированных космических платформ, что позволяет снизить стоимость разработки и изготовления космических аппаратов и уменьшить сроки их создания.

Космическая платформа представляет собой несущую конструкцию, снабженную служебными системами и оборудованную устройствами для размещения на ней полезной нагрузки различного целевого назначения. Служебными системами являются системы, общие для космических аппаратов различного назначения, а именно: система электроснабжения, система ориентации и стабилизации, бортовой комплекс управления, двигательная установка и т.д. Полезной нагрузкой являются приборы и устройства, обеспечивающие решение целевых задач конкретного космического аппарата, а именно: оптическое, радиолокационное, телекоммуникационное оборудование и т.д. Под несущей способностью космической платформы понимаются масса и объем полезной нагрузки, которая может быть установлена на космическую платформу. На практике несущая способность современных космических платформ достигает сто и более процентов, т.е. масса и объем космической платформы примерно равны массе и объему размещаемой на космической платформе полезной нагрузки.

Разрабатываемые и эксплуатируемые в настоящее время космические платформы разнообразны как по конструктивно-силовому исполнению корпусов, так и по компоновке установленных на них приборов.

Так, например, космическая платформа «Карат» имеет бескорпусную конструкцию, содержащую плоскую (несущую) панель, с одной стороны которой установлены отдельные модули служебных систем, в том числе, приборный модуль, модуль системы электроснабжения и модуль двигательной установки, а с другой стороны размещены элементы крепления модуля целевой полезной нагрузки и отдельных приборов целевого назначения [1].

Данная космическая платформа имеет следующие недостатки:

· сложность закрепления и демпфирования космической платформы и космического аппарата, создаваемого на ее базе, при наземной эксплуатации (перевозка в транспортировочном контейнере, установка на технологические подставки, кантователи, такелажные операции) и в полете в составе ракеты-носителя (увеличенная масса конструкции адаптера - переходного устройства между космической платформой и ракетой-носителем), связанная с необходимостью размещения опорных и такелажных элементов исключительно на плоской (несущей) панели, с обеих сторон которой установлены отдельные модули;

· затрудненный доступ обслуживающего персонала к модулям служебных систем при наземной подготовке, обусловленный установкой космической платформы плоской (несущей) панелью на опорные стойки агрегатов наземного оборудования;

Космическая платформа «Нева» содержит несущий корпус, выполненный в форме параллелепипеда, с установленными на нем солнечными батареями, приборами служебных систем, размещенными внутри несущего корпуса, штангой гравитационного устройства, размещенной вне несущего корпуса, элементы крепления полезной нагрузки, узлы соединения несущего корпуса с системой отделения [2]. Размещение полезной нагрузки предусмотрено снаружи несущего корпуса на его гранях.

При этом можно отметить следующие недостатки данной космической платформы:

· затрудненный доступ к приборам служебных систем, установленных внутри несущего корпуса космической платформы, при необходимости проведения их обслуживания, ремонта или замены, что объясняется установкой снаружи несущего корпуса на его гранях приборов и устройств полезной нагрузки и высокой трудоемкостью их демонтажа и повторной установки;

· возможность механических повреждений полезной нагрузки при наземной подготовке космической платформы на космодроме, что также объясняется установкой снаружи несущего корпуса на его гранях отдельных (незащищенных) приборов и устройств полезной нагрузки;

· взаимовлияние электромагнитных полей, создаваемых приборами служебных систем и приборами полезной нагрузки из-за их плотной компоновки на несущем корпусе, приводящее к нештатному функционированию бортовых систем, искажению полученных результатов функционирования полезной нагрузки, сокращению срока службы отдельных приборов.

Кроме того, однозначный приборный состав служебных систем космической платформы, определяющий технические характеристики служебных систем (мощность системы электроснабжения, точностные параметры системы ориентации и стабилизации, наличие двигательной установки, быстродействие бортового комплекса управления, объем передаваемой информации), а также предельные массово-габаритные характеристики космической платформы существенно ограничивают ее возможности в плане модернизации или новой разработки космических аппаратов, создаваемых на базе данной космической платформы.

На практике это означает, например, что силовая конструкция космической платформы позволяет установить внутри несущего корпуса требуемую совокупность приборов служебных систем большей массы, в то время как внутренний объем несущего корпуса не позволяет разместить в нем данные приборы. В результате чего приходится вновь разрабатывать космическую платформу с увеличенными массово-габаритными характеристиками.

С целью совершенствования конструкции космических платформ возможно [3]. снабжение несущего корпуса откидными модулями (рис. 2.1.
и 2.2), шарнирно связанными с ним и имеющими механизмы их поворота, при этом откидные модули выполняются в виде рам, а шарниры крепления откидных модулей к несущему корпусу – разъемными. При этом элементы крепления полезной нагрузки устанавливаются внутри рам на их ребрах, а на рамах откидных модулей устанавливаются дополнительные панели солнечных батарей и элементы крепления резервных приборов служебных систем. Механизмы поворота откидных модулей снабжаются электрическими приводами. Несущий корпус связывается с откидными модулями посредством гибких теплопроводов.

Рис. 2.1

Рис. 2.2

Внутри несущего корпуса 1 устанавливаются приборы служебных систем 3. С внешней стороны несущего корпуса 1 монтируются солнечные батареи 2 и узлы соединения несущего корпуса 1 с системой отделения.

Установка на несущий корпус 1 откидных модулей 8 проводится (в зависимости от габаритных размеров космической платформы и транспортных ограничений) на заводе-изготовителе либо на техническом комплексе.

Откидные модули 8 крепятся на несущем корпусе 1 с помощью разъемных шарниров 7 и фиксируются к несущему корпусу 1 в нерабочем (транспортном) положении посредством, например, пирозамков.

Элементы крепления полезной нагрузки устанавливаются внутри рам 10 на их ребрах 11. На рамах 10 откидных модулей 8 устанавливаются дополнительные солнечные батареи 12 и элементы крепления резервных приборов служебных систем. Механизмы поворота откидных модулей 8 снабжаются электрическим приводом. Несущий корпус 1 связывается с откидными модулями 8 посредством гибких теплопроводов.

После выведения на орбиту функционирования космического аппарата, создаваемого на базе данной космической платформы производится ориентация космической платформы в пространстве и перевод откидных модулей 8 в рабочее (орбитальное) положение.

Ориентация обеспечивается, например, путем выдвижения штанги гравитационного устройства 17.

Перевод откидных модулей 8 в рабочее (орбитальное) положение проводится в следующей последовательности:

· при срабатывании пирозамков нарушается удерживающая связь между откидными модулями 8 и несущим корпусом 1;

· с помощью механизмов поворота, имеющих электропривод, откидные модули 8 на шарнирах 7 поворачиваются в требуемое положение.

Электрический и тепловой интерфейсы между несущим корпусом 1 и откидными модулями 8 обеспечиваются за счет применения гибких электрических кабелей и гибких теплопроводов, длина которых позволяет исключить натяжение и возможный обрыв данных кабелей при переводе откидных модулей 8 из нерабочего (транспортного) положения в рабочее (орбитальное) положение.

Тепловой режим откидных модулей 8 регулируется посредством гибких теплопроводов, связывающих их с несущим корпусом 1 и обеспечивающих сброс избытка тепловой энергии с откидных модулей 8 на несущий корпус 1 либо перекачку тепловой энергии с несущего корпуса 1 на откидные модули 8 при «замерзании» последних. Таким образом, система «откидные модули 8 – несущий корпус 1», имеющая связующие элементы в виде гибких теплопроводов, является, фактически, тепловым регулятором, работающим при любых (угловых) положениях откидных модулей 8 относительно несущего корпуса 1 и способствующим стабилизации действующих температур в заданном рабочем диапазоне.

Для компенсации возможных дополнительных возмущений от сил аэродинамического и светового воздействия используется установленный на несущем корпусе 1 маховик, кинетический момент которого перпендикулярен к продольной оси штанги гравитационного устройства 17. Данный маховик совместно со штангой гравитационного устройства 17 обеспечивает требуемую орбитальную ориентацию космической платформы.

При наличии вспышек на Солнце, либо недопустимом тепловом воздействии все или отдельные откидные модули 8 при помощи электроприводов механизмов поворота переводятся в нерабочее положение. При прекращении действия данных факторов откидные модули 8 вновь переводятся в рабочее положение.

Следует отметить, что перевод откидных модулей 8 в рабочее положение путем их разворота относительно несущего корпуса 1 увеличивает габаритные размеры космической платформы в поперечном направлении, что приводит к возрастанию собственного момента инерции космической платформы относительно ее продольной оси. Это повышает устойчивость космической платформы при ее нахождении на орбите в условиях воздействия на космическую платформу гравитационного поля Земли.

При необходимости проведения коррекции орбиты с целью уменьшения потребного управляющего воздействия возможен перевод откидных модулей 8 (всех или отдельных) в нерабочее положение. Снабжение механизмов поворота откидных модулей 8 электроприводами позволяет обеспечивать перемещение (разворот) каждого откидного модуля 8 как в прямом так и в противоположном направлениях.

Разворот откидных модулей 8 относительно несущего корпуса 1 и установка их в рабочее положение приводит к увеличению на орбите функционирования инерционных характеристик космического аппарата, создаваемого на базе предлагаемой космической платформы, относительно его осей стабилизации, что, в свою очередь, приведет к уменьшению угловых скоростей вращения космического аппарата.

Периодический разворот (в прямом или противоположном направлениях) на заданный угол откидных модулей 8 позволяет изменять (варьировать) инерционные характеристики и параметры движения космического аппарата на орбите в случае применения системы стабилизации и ориентации космического аппарата с задействованием штанги гравитационного устройства 17.

Размещение приборов полезной нагрузки в откидных модулях 8 позволяет:

· уменьшить трудоемкость установки полезной нагрузки на космическую платформу;

· выполнять, при необходимости, установку полезной нагрузки на космическую платформу в условиях технического комплекса космодрома, а не завода-изготовителя;

· уменьшить габариты космической платформы при транспортировке ее на космодром с завода-изготовителя;

· уменьшить габариты космического аппарата, создаваемого на базе предлагаемой космической платформы (путем его размещения в нерабочем (транспортном) положении в зоне полезного груза подобтекательного пространства ракеты-носителя);

· повысить ремонтоспособность космического аппарата (путем оперативной замены одного (неработоспособного) откидного модуля 8 на другой (работоспособный).

· исключить необходимость демонтажа приборов и устройств полезной нагрузки с целью обеспечения доступа к приборам служебных систем 3, установленных внутри несущего корпуса 1 космической платформы, при необходимости проведения их обслуживания, ремонта или замены.

Кроме того, размещение приборов полезной нагрузки специализированного назначения (например, оптика, радиолокация, радиосредства и т.д.) в различных откидных модулях 8 позволяет обеспечивать поставку полезной нагрузки специализированного назначения на сборочный завод (или на технический комплекс космодрома) непосредственно от изготовителя данной нагрузки с ее размещением (в состоянии поставки) в отдельном откидном модуле 8.

Размещение в откидных модулях 8 дополнительных солнечных батарей 12 и элементов крепления резервных приборов служебных систем позволяет увеличить мощность бортовых систем, повысить степень их резервирования и продлить расчетный срок функционирования космической платформы и космического аппарата, созданного на ее основе.

Взаимное разнесение мест установки полезной нагрузки и приборов служебных систем 3 (за счет их размещения в различных (отдельных) откидных модулях 8 и разворота откидных модулей 8 относительно несущего корпуса 1 на расстояние, требуемое для их нормального функционирования) обеспечивает снижение взаимовлияния электромагнитных полей, создаваемых приборами служебных систем 3 и полезной нагрузкой. При этом уменьшается вероятность нештатной работы бортовых систем, повышается достоверность полученных результатов функционирования полезной нагрузки, увеличивается срок службы отдельных приборов.

Выполнение откидных модулей 8 рамной конструкции уменьшает вероятность механических повреждений полезной нагрузки при наземной подготовке космической платформы на космодроме, что обеспечивается размещением полезной нагрузки внутри рамы 10 (рама 10 фактически является ограждающей (защитной) конструкцией).

Использование в космической платформе предлагаемого конструктивно-компоновочного исполнения позволяет расширить функциональные возможности и улучшить эксплуатационные характеристики создаваемых космических аппаратов.

Основные характеристики запущенных или разрабатываемых зарубежных и российских унифицированных космических платформ для МКА, представлены в нижеприведенной типовой таблице. Информация позиций (строк) данной таблицы дает достаточно полное представление о различных параметрах (технических, экономических и т.д.) УКП для МКА.

Наименование	Описание
1. Страна-разработчик УКП
2. Назначение УКП
3. Количество УКП в системе
4. Год запуска МКА
5. Срок активного существования УКП
6. Баллистические характеристики УКП
7. Средство выведения УКП
8. Космодром запуска
9. Масса УКП
10. Габаритные размеры УКП
11. Состав и особенности конструкции УКП
12. Состав УКП:
12.1. Бортовой комплекс управления
12.2. Система электропитания
12.3. Система ориентации и стабилизации
12.4. Система обеспечения тепловых режимов
12.5. Механические системы
12.6. Радиосредства, антенно-фидер­ные устройства
12.7. Двигательная установка
13. Научная аппаратура (полезный груз) УКП
14. Заправляемые компоненты топлива и сжатые газы
15. Стоимость изготовления УКП
16. Стоимость пуска УКП
17. Стоимость реализации программы
18. Источник информации

Авторы отмечают, что имеющиеся в открытой печати сведения о параметрах унифицированных космических платформ, к сожалению, не дают возможности привести информацию по каждой УКП в полном объеме позиций (строк) типовой таблицы. Поэтому в приведенных ниже таблицах по каждой конкретной УКП представлены только те строчки типовой таблицы, по которым имеется информация.

Дата добавления: 2015-07-02