Космічний апарат

Космічний апарат, стабілізований в орбітальній системі координат на сонячно-синхронній орбі C2 2 (19) 1 3 84033 nano-satellite for affordable access to space". University of Surre y, Guildford, Великобританія]. Супутник UoSAT-12 складається з платформи і приладів корисного навантаження й, у порівнянні із супутником UoSAT-1, має поліпшені характеристики по точності орієнтації, поліпшені можливості платформи по розміщенню приладів корисного навантаження і більш ефективне по енергоз'єму положення сонячної батареї при запуску суп утника на інші, необхідні для корисного навантаження, орбіти. Платформа містить негерметичний корпус, утворений скріпленими між собою торцевими панелями, внутрішньою панеллю і вісьма бічними панелями у вигляді правильної восьмигранної призми. Платформа обладнана активною системою орієнтації. Просторове керування забезпечується комбінацією магнітних виконавчих органів, маховиків і двигунів керування і корекції орбіти на холодному газі. Зовні однієї торцевої панелі розташований фланець кріплення супутника до РН, прилади системи орієнтації і двигуни корекції й орієнтації. Зовні іншої торцевої панелі, зверненої в процесі польоту супутника до Землі, установлені прилади корисного навантаження й антени забезпечувальних систем. Модулі забезпечувальних систем установлені на внутрішній панелі корпусу. Платформа містить сонячну батарею, панелі якої в транспортному положенні розташовані уздовж бічних граней корпусу і прикріплені до торцевої панелі за допомогою поворотних механізмів, що розвертають панелі з транспортного положення в робоче положення. У робочому положенні панелі сонячної батареї розташовані у вигляді усіченої восьмигранної піраміди, більшою основою зверненою до Землі в процесі орбітального польоту супутника. Основним недоліком описаного супутника є обмежена можливість по розміщенню приладів корисного навантаження у зв'язку з установкою на одній панелі приладів корисного навантаження разом з антенами забезпечувальних систем. Крім того, недоліком є невисока точність орієнтації приладів корисного навантаження щодо орбітальної системи координат, обумовлена похибками взаємного кутового положення приладів корисного навантаження і приладів активної системи орієнтації, розміщених на різних панелях корпусу платформи. До недоліків можна віднести також неефективне по енергоз'єму положення панелей сонячної батареї при польоті супутника на сонячно-синхронній орбіті. Зазначені недоліки частково усунуті на КА TopSat, найбільш близькому до пропонованого космічного апарата по технічній сутності й обраному як прототип, [приведеного в International Academy of Astronautics (IAA): S.Cawley, "Topsat: low cost high-resolution imagery from space", Archive 4th IAA Symposium, Program, 4th IAA Symposium on Small Satellites for Earth Observation April 7-11, 2003, Berlin, Germany, http://www.dlr.de / iaa.symp / archive / PDF_FilesnAA-B4-0801.pdf, а також P. Brooks, "TopSat-high resolution imaging from a small satellite ", Proceedings of the 3rd International Symposium of the IAA, Berlin, April 2-6, 2001, 4 http://www.eid. dir.de/iaa.symp/archive_3/pd/1102.pdf.] КА TopSat, що складається з платформи та корисного навантаження у вигляді камери високої роздільної здатності для дистанційного зондування Землі, стабілізований в орбітальній системі координат на сонячно-синхронній орбіті. Платформа КА містить негерметичний корпус, виконаний у вигляді порожньої чотиригранної усіченої піраміди за допомогою шести панелей. Основою піраміди є стикувальна панель, яка скріплена силовими кронштейнами з панеллю камери, а гранями піраміди є панель приладова і три панелі сонячної батареї. Зовні панелі стикувальної розташований пристрій кріплення і відділення КА від РН, а зовні панелі камери прикріплена камера високої роздільної здатності. У процесі орбітального польоту КА приладова панель звернена до Землі, а панель стикувальна і панель камери розташовані відповідно на сонячній і на тіньовій сторонах корпусу КА. Платформа має поліпшені можливості по розміщенню приладів корисного навантаження на панелі камери, вільної від приладів і антен забезпечувальної апаратури. Платформа обладнана активною системою орієнтації, прилади якої встановлені на зовнішній і на внутрішній поверхнях панелі стикувальної, а також встановлені на панелі приладовій. Основним недоліком прототипу є невисока точність орієнтації камери корисного навантаження щодо орбітальної системи координат, яка обумовлена похибками взаємного кутового положення камери і приладів системи орієнтації, розміщених на різних елементах корпусу, від впливу лінійних, вібраційних та ударних перевантажень у процесі транспортування КА від заводу-виго товлювача до космодрому, виведення КА на орбіту в складі РН, а також від впливу невагомості і температурних деформацій корпусу в процесі польоту КА. Крім того, недоліком прототипу є складність технології складання його корпусу при необхідності з'юстування камери корисного навантаження і приладів системи орієнтації, розташованих на різних конструктивних елементах усередині і зовні корпусу в умовах обмеженого доступу до приладів. Недоліком прототипу є також неефективне по енерогоз'єму положення панелей сонячної батареї при запуску КА на сонячно-синхронну орбіту з іншим часом проходження вузла (точки перетину орбіти з площиною екватора), кращу за умовами освітленості для дистанційного зондування Землі. Задачею винаходу є розширення можливостей по розміщенню приладів корисного навантаження різного цільового призначення на платформі КА, що запускаються на сонячно-синхронні орбіти, при одночасному підвищенні точності орієнтації приладів корисного навантаження в орбітальній системі координат, а також спрощення технології складання КА і забезпечення максимального інтегрального знергоз'єму із сонячної батареї КА. Для вирішення цієї задачі: - корпус платформи КА виконаний у вигляді чотиригранної призми, що містить торцеву панельоснову і торцеву панель установлювальну, які 5 84033 скріплені бічними панелями, розташованими на гранях призми; - зовнішня поверхня панелі-основи використовується для розміщення панелей сонячної батареї; - зовнішня поверхня панелі установлювальної використовується цілком для установки приладів корисного навантаження ; - панелі сонячної батареї виконані поворотними і прикріплені до панелі-основи за допомогою поворотних механізмів; - до вн утрішньої поверхні панелі установлювальної прикріплені прилади активної системи орієнтації (двигуни-маховики, зоряний датчик та інше); - на внутрішній поверхні панелі-основи встановлені інші прилади забезпечувальних систем. Рішення поставленої задачі забезпечується сукупністю нових істотних відмітних ознак і наступних відомих істотних ознак КА: - КА стабілізований в орбітальній системі координат на сонячно-синхронній орбіті; - КА складається з платформи та приладів корисного навантаження; - платформа КА містить негерметичний корпус, утворений скріпленими між собою панелями; - усередині і зовні корпусу розташовані прилади системи орієнтації, неорієнтована сонячна батарея й інші прилади забезпечувальних систем КА. Сутність пропонованого технічного рішення пояснюється кресленнями. На Фіг.1 і 2 зображений загальний вигляд КА в транспортному положенні. Негерметичний корпус 1, виконаний у вигляді прямокутної чотиригранної призми, містить панель-основу 2, панель установлювальну 3 і бічні панелі 4, 5, 6, 7, розташовані на гранях призми. До зовнішньої поверхні 8 панелі-основи 2 прикріплені складені в пакет і зачековані пірочеками 9 панелі 10 сонячної батареї з поворотними механізмами 11, а також розташовані різьбові втулки 12 для кріплення КА до адаптера РН. На зовнішній поверхні 13 панелі установлювальної 3 встановлені прилади корисного навантаження 14. При виведенні КА на орбіту панель-основа та панель установлювальна розташовані перпендикулярно подовжній осі РН. На Фіг.3, 4 зображений загальний вигляд КА в робочому положенні, на сонячно-синхронній орбіті з нахилом 98,08°, при місцевому часі низхідного вузла 10 годин 30 хвилин. На панелі 7 корпусу, зверненої в процесі польоту КА до Землі, розташовані антени зв'язкової 15, 16 і навігаційної 17 систем. На панелі 5 корпусу, зверненої в протилежний від Землі бік в процесі польоту КА, розташовані антени зв'язкової 18 і навігаційної 19 систем, а також розташована бленда зоряного датчика 20 системи орієнтації. До панелі-основи 2 за допомогою поворотних механізмів 11 прикріплені панелі 10 сонячної батареї, які встановлені під оптимальними кутами щодо орбітальної системи координат для забезпечення максимального енергоз'єму в залежності від параметрів орбіти КА. 6 Усередині корпусу платформи КА на внутрішніх поверхнях панелі-основи 2 і панелі установлювальній 3 розміщені прилади забезпечувальних систем. На Фіг.5 у розрізі В-В усередині корпусу зображене розміщення приладів на панелі - основі 2, на якій установлені блоки хімічної батареї 21 і прилад автоматики 22 системи електропостачання, електронні блоки зв'язкової системи 23 і 24, електронний блок навігаційної системи 25, а також бортовий комп'ютер 26. На Фіг.6 у розрізі Г-Г усередині корпусу платформи зображене розміщення приладів на панелі установлювальній 3, на якій закріплені: зоряний датчик 16, двигуни маховики 27, вимірники кутової швидкості 28 із блоками спряження 29, магнітометр 30 і магнітні виконавчі органи 31 системи орієнтації. При виготовленні КА прилади корисного навантаження розташовуються на зовнішній поверхні панелі установленої 3 і з'юстуються з приладами системи орієнтації, розташованими на внутрішній поверхні панелі установлювальної 3. Розміщення приладів корисного навантаження і приладів системи орієнтації на єдиному конструктивному елементі корпусу (панелі установлювальній 3) дозволить підвищити точність орієнтації приладів корисного навантаження щодо орбітальної системи координат. При цьому, забезпечується можливість високоточного з'юстуютування приладів корисного навантаження і приладів системи орієнтації окремо на юстувальному стенді в умовах вільного доступу до приладів, чим спрощується технологія складення КА. Робота конструкції пропонованого КА зводиться до забезпечення стабільності високоточного з'юстування приладів корисного навантаження і приладів системи орієнтації на панелі установлювальній, в умовах: - протидії панелі установлювальній перевантаженням при транспортуванні, виведенні на орбіту, відділенні КА від РН і впливу невагомості; - протидії панелі установлювальній температурним деформаціям за допомогою теплорегулюючих покриттів. Після виведення КА на орбіту і відділення його від РН по команді від системи керування спрацьовують пірочеки 9. Панелі сонячної батареї 10 розчековуються і під дією поворотних механізмів 11 розвертаються з транспортного положення в робоче положення і фіксуються під оптимальними кутами щодо орбітальної системи координат у залежності від необхідного місцевого часу проходження вузла на сонячно-синхронній орбиті для забезпечення максимального знергоз'єму. У процесі орбітального польоту КА панель-основа і панель установлювальна, розташовані паралельно площині орбіти відповідно на сонячній і на тіньовій сторонах корпусу КА. Наприклад: - при запуску КА на сонячно-синхронну орбіту з нахилом 98,08° при місцевому часі низхідного вузла рівного 12 годинам, панелі 10 сонячної батареї розвертаються за допомогою поворотних механізмів 11 і фіксуються в горизонтальній пло 7 84033 щині, перпендикулярно площині орбіти, фотоперетворювачами 32 спрямованими в зеніт (див. Фіг.7); - ри запуску КА на сонячно-синхронну орбіту з нахилом 98,08° при місцевому часі низхідного вузла рівного 10 годинам 30 хвилинам, панелі сонячної батареї розвертаються за допомогою поворотних механізмів і фіксуються в одній площині під кутом 60° до площини орбіти, фотоперетворювачами спрямованими ліворуч відносно напрямку польоту (див. Фіг.8); - при запуску КА на сонячно-синхронну орбіту з нахилом 98,08° при місцевому часі низхідного вузла рівного 6 годинам, панелі сонячної батареї розвертаються за допомогою поворотних механізмів і фіксуються у вертикальній площині, паралельно площині орбіти, фотоперетворювачами спрямованими ліворуч відносно напрямку польоту (див. Фіг.9). 8 Використання пропонованого технічного рішення дозволить: - установлювати на платформі КА прилади корисного навантаження різного цільового призначення без доробки конструкції платформи при забезпеченні підвищення точності орієнтації приладів корисного навантаження щодо орбітальної системи координат; - спростити технологію зборки КА; - забезпечити в залежності від параметрів сонячно-синхронної орбіти КА максимальний знергоз'єм із сонячної батареї. Додатково пропоноване технічне рішення дозволить істотно знизити витрати і скоротити терміни створення КА за рахунок організації серійного виробництва платформ. 9 84033 10 11 Комп’ютерна в ерстка Н. Лисенко 84033 Підписне 12 Тираж 28 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601