EA031137B1 - Космический летательный аппарат с открытыми боковыми сторонами - Google Patents
Космический летательный аппарат с открытыми боковыми сторонами Download PDFInfo
- Publication number
- EA031137B1 EA031137B1 EA201490296A EA201490296A EA031137B1 EA 031137 B1 EA031137 B1 EA 031137B1 EA 201490296 A EA201490296 A EA 201490296A EA 201490296 A EA201490296 A EA 201490296A EA 031137 B1 EA031137 B1 EA 031137B1
- Authority
- EA
- Eurasian Patent Office
- Prior art keywords
- spacecraft
- central cylinder
- panel
- modular
- panels
- Prior art date
Links
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 34
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 20
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims description 18
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims description 13
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 5
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 description 17
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 16
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 10
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 8
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 7
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 6
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 5
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 5
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 5
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 5
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 5
- 210000004027 cell Anatomy 0.000 description 4
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 4
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 3
- 229920002430 Fibre-reinforced plastic Polymers 0.000 description 3
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 3
- 239000011151 fibre-reinforced plastic Substances 0.000 description 3
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 3
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 3
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 3
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 3
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000004760 aramid Substances 0.000 description 2
- 229920003235 aromatic polyamide Polymers 0.000 description 2
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 description 2
- 210000003850 cellular structure Anatomy 0.000 description 2
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 2
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 2
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 2
- 239000006261 foam material Substances 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 2
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 230000005670 electromagnetic radiation Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 1
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 1
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 description 1
- 239000002648 laminated material Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000011185 multilayer composite material Substances 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
- 229920005992 thermoplastic resin Polymers 0.000 description 1
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 1
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
-
- 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
- B64G1/223—Modular spacecraft systems
-
- 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
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
-
- 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
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
-
- 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
- B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
- B64G1/54—Protection against radiation
-
- 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
- B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
- B64G1/58—Thermal protection, e.g. heat shields
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49826—Assembling or joining
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Emergency Medicine (AREA)
- Critical Care (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Toxicology (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
- Catching Or Destruction (AREA)
Abstract
В заявке описан космический летательный аппарат, содержащий модульную конструкцию с несколькими модульными боковыми сторонами. Космический летательный аппарат может включать центральный цилиндр, продолжающийся через центр космического летательного аппарата. Центральный цилиндр может являться единственной замкнутой секцией, простирающейся вдоль продольной оси космического летательного аппарата.
Description
Область техники
Изобретение в основном относится к конфигурациям конструкций и, более конкретно, к опорным конструкциям космического летательного аппарата.
Уровень техники
Обычные стабилизированные по 3 осям космические летательные аппараты, как правило, обладают несколькими плоскими сторонами в конструктивном построении наподобие закрытого короба. Конструктивное построение в виде короба является проводящим для опоры, в основном, плоских компонентов, которые обычно используются на космическом летательном аппарате. Такие компоненты могут включать панели теплового излучения, солнечные батареи и антенны.
К сожалению, построение типа короба обычного космического летательного аппарата может содержать избыточную конструкцию. Например, обычный космический летательный аппарат может включать конструкцию для транспортировки грузов космического аппарата на базу спутника на границе сопряжения с ракетоносителем. Кроме того, обычный космический летательный аппарат может содержать наружные панели для монтажа компонентов космического летательного аппарата, таких как предназначенные для связи, и в котором наружные панели дополнительно могут обеспечивать способность переноса избыточного груза для космического летательного аппарата.
Избыточные наружные панели могут неоправданно увеличивать общую массу космического летательного аппарата, что может повышать стоимость вывода космического летательного аппарата на орбиту. Кроме того, увеличенная масса космического летательного аппарата может привести к снижению количества топлива, переносимого космическим летательным аппаратом при выводе на орбиту и/или поддержании стационарной орбиты. Поэтому такая увеличенная масса может снижать срок службы космического летательного аппарата.
Как можно видеть, существует потребность в этой области в конструктивном построении для космического летательного аппарата, которое минимизирует или позволяет устранить избыточную конструкцию.
Сущность изобретения
Упомянутые выше потребности, связанные со конструкциями космического летательного аппарата, в частности, решаются, и частично снимаются с помощью настоящего изобретения, которое обеспечивает космический летательный аппарат с модульной конструкцией с несколькими модульными боковыми сторонами. Космический летательный аппарат может содержать центральный цилиндр, продолжающийся через центр космического летательного аппарата. Центральный цилиндр может иметь единственную замкнутую секцию, простирающуюся вдоль продольной оси космического летательного аппарата.
В другом варианте осуществления предлагается стабилизированный по 3 осям космический летательный аппарат, имеющий модульную конструкцию, с несколькими модульными боковыми сторонами. Космический летательный аппарат может содержать центральный цилиндр, продолжающийся через центр космического летательного аппарата. Центральный цилиндр может иметь единственную замкнутую секцию, простирающуюся вдоль продольной оси космического летательного аппарата. Внутри центрального цилиндра может быть размещен топливный бак.
Дополнительно предлагается способ сборки космического летательного аппарата. Способ может включать обеспечение модульной конструкции космического летательного аппарата с несколькими модульными боковыми сторонами. Способ может дополнительно включать расположение центрального цилиндра по центру космического летательного аппарата, причем центральный цилиндр имеет единственную замкнутую секцию, простирающуюся вдоль продольной оси космического летательного аппарата.
Дополнительно настоящее изобретение включает варианты осуществления в соответствии со следующими пунктами:
Пункт 1. Космический летательный аппарат, включающий модульную конструкцию космического летательного аппарата с несколькими модульными боковыми сторонами; центральный цилиндр, продолжающийся через центр космического летательного аппарата; и центральный цилиндр имеет единственную замкнутую секцию, простирающуюся вдоль продольной оси космического летательного аппарата.
Пункт 2. Космический летательный аппарат по п.1, дополнительно включающий топливный бак, размещенный внутри центрального цилиндра.
Пункт 3. Космический летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что модульная конструкция содержит две жесткие панели, расположенные на расстоянии друг от друга и позиционированные на противоположных боковых сторонах центрального цилиндра, и прилегающие к паре противоположных модульных боковых сторон.
Пункт 4. Космический летательный аппарат по п.3, в котором модульная конструкция включает открытые боковые стороны, не имеющие одного или более жестких элементов, простирающихся по открытым боковым сторонам.
Пункт 5. Космический летательный аппарат по п.4, дополнительно содержащий по меньшей мере один нежесткий прилегающий элемент, покрывающий по меньшей мере часть открытой боковой сторо
- 1 031137 ны.
Пункт 6. Космический летательный аппарат по п.5, в котором нежесткий прилегающий элемент содержит теплоизоляционное покрытие.
Пункт 7. Космический летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что модульная конструкция содержит панель, работающую на вертикальный сдвиг, присоединяющую жесткую панель к центральному цилиндру.
Пункт 8. Космический летательный аппарат по п.7, отличающийся тем, что модульная конструкция (302) включает верхнюю торцевую панель (326) и нижнюю торцевую панель (330), смонтированные на противоположных торцах модульной конструкции (302); и каждая жесткая панель (314) продолжается между и соединяет верхнюю торцевую панель (326) и нижнюю торцевую панель (330).
Пункт 9. Космический летательный аппарат по п.1, дополнительно содержащий по меньшей мере одну антенну, присоединенную по меньшей мере к одной из модульных боковых сторон.
Пункт 10. Космический летательный аппарат по п.1, дополнительно содержащий по меньшей мере одну солнечную батарею, присоединенную по меньшей мере к одной из модульных боковых сторон.
Пункт 11. Космический летательный аппарат по п.1, дополнительно содержащий в основном плоскую панель теплового излучателя, включенную по меньшей мере в одну из модульных боковых сторон.
Пункт 12. Космический летательный аппарат, включающий: модульную конструкцию стабилизированного по 3-м осям космического летательного аппарата с несколькими модульными боковыми сторонами; центральный цилиндр, продолжающийся через центр космического летательного аппарата; и центральный цилиндр имеет единственную замкнутую секцию, простирающуюся вдоль продольной оси космического летательного аппарата.
Пункт 13. Способ сборки космического летательного аппарата, включающий стадии обеспечения модульной конструкции (302) космического летательного аппарата (146) с несколькими модульными боковыми сторонами (304); расположения центрального цилиндра (150) по центру космического летательного аппарата (146); причем центральный цилиндр (150) имеет единственную замкнутую секцию (120), простирающуюся вдоль продольной оси (116) космического летательного аппарата (146).
Пункт 14. Способ по п.13, дополнительно включающий стадию размещения топливного бака внутри центрального цилиндра.
Пункт 15. Способ по п.13, дополнительно включающий стадию позиционирования двух расположенных с промежутком жестких панелей на противоположных боковых сторонах центрального цилиндра; и закрытие двух противоположных модульных боковых сторон жесткими панелями.
Пункт 16. Способ по п.13, дополнительно включающий этап изъятия жестких элементов с открытых боковых сторон модульной конструкции.
Пункт 17. Способ по п.16, дополнительно включающий этап покрытия по меньшей мере части открытой боковой стороны по меньшей мере одним нежестким прилегающим элементом.
Пункт 18. Способ по п.17, в котором нежесткий прилегающий элемент содержит теплоизоляционное покрытие.
Пункт 19. Способ по п.13, дополнительно включающий стадию присоединения жесткой панели к центральному цилиндру с помощью панели, работающей на вертикальный сдвиг.
Пункт 20. Способ по п.13, дополнительно включающий этап монтажа верхней торцевой панели и нижней торцевой панели, смонтированных на противоположных торцах модульной конструкции; и соединение верхней торцевой панели и нижней торцевой панели по меньшей мере с одной жесткой панелью.
Описанные признаки, функции и преимущества могут быть достигнуты независимо в различных вариантах осуществления настоящего изобретения или могут быть скомбинированы в других вариантах осуществления, дополнительные детали которых, можно увидеть со ссылкой на следующее описание и чертежи.
Краткое описание чертежей
Эти и другие признаки настоящего изобретения будут более очевидны со ссылкой на чертежи, на которых аналогичные номера относятся к аналогичным частям по всему документу, и на которых:
на фиг. 1 показан вид в сечении космического летательного аппарата, размещенного в ракетоносителе;
на фиг. 2 показан вид в перспективе варианта осуществления космического летательного аппарата по фиг. 1;
на фиг. 3 показан вид в перспективе космического летательного аппарата по фиг. 2 с солнечными батареями и антеннами в развернутом положении;
на фиг. 4 показан вид в перспективе модульной конструкции блока электроники, присоединенного к центральному цилиндру в нескольких местах на границе сопряжения;
на фиг. 5 показан вид в перспективе в разобранном виде модульной конструкции и ее присоединения к центральному цилиндру в нескольких местах на границе сопряжения;
на фиг. 6 показан вид сбоку модульной конструкции и нескольких штанг, присоединяющих модульную конструкцию к местам на границе сопряжения на центральном цилиндре;
- 2 031137 на фиг. 7 показан другой вид сбоку модульной конструкции вдоль линии 7 по фиг. 6, иллюстрирующий несколько штанг, присоединяющих модульную конструкцию к местам на границе сопряжения на центральном цилиндре;
на фиг. 8 показан вид в сечении космического летательного аппарата вдоль линии 8 по фиг. 6, иллюстрирующий панели, работающие на вертикальный сдвиг, присоединяющие панели оснастки полезного груза к центральному цилиндру;
на фиг. 9 показан другой вид в сечении космического летательного аппарата вдоль линии 9 по фиг. 6, иллюстрирующий штанги панелей оснастки полезной нагрузки, присоединяющие панели оснастки полезной нагрузки к центральному цилиндру;
на фиг. 10 показан вид в перспективе центрального цилиндра, иллюстрирующий несколько внутренних колец, расположенных в местах на границе сопряжения для присоединения модульной конструкции к центральному цилиндру;
на фиг. 11 показан вид сбоку в сечении центрального цилиндра вдоль линии 11 по фиг. 10, иллюстрирующий внутренние кольца, смонтированные на центральном цилиндре, и топливный бак, расположенный внутри центрального цилиндра; и на фиг. 12 приведена блок-схема способа сборки космического летательного аппарата.
Подробное описание
На чертежах для целей иллюстрации показаны предпочтительные и различные варианты осуществления настоящего изобретения, и на фиг. 1 показан вид в сечении космического летательного аппарата 146, размещенного внутри ракетоносителя 100. Космический летательный аппарат 146 может быть сконструирован, как спутник связи и может крепиться на центральной конструкции 148 имеющей центральный цилиндр 150. Центральный цилиндр 150 может продолжаться вертикально через космический летательный аппарат 146 от верхнего торца космического летательного аппарата 146 вниз до узла крепления 112, присоединяющего полезную нагрузку, где центральный цилиндр 150 может быть соединен с ракетоносителем 100 в плоскости 110 разделения.
На фиг. 2 показан вид в перспективе космического летательного аппарата 146, который может быть сконструирован в виде стабилизированного по 3-м осям космического летательного аппарата или стабилизированного вращением космического летательного аппарата. Космический летательный аппарат 146 может содержать блок 300 электроники, который крепится на центральный цилиндр 150. Блок 300 электроники может включать несущую модульную конструкцию 302 с несколькими модульными боковыми сторонами 304. Одна или более модульных боковых сторон 304 может содержать жесткие панели 314 для монтажа оборудования космического летательного аппарата и формирования закрытых боковых сторон 306 космического летательного аппарата 146. По настоящему изобретению блок 300 электроники образован с включением функциональных компонентов, таких как антенны 370, солнечные батареи 354, панели 320 тепловых излучателей, двигатели 380 управления и другие компоненты, которые могут быть присоединены к модульной конструкции 302 на наружных границах сопряжения космического летательного аппарата. Центральный цилиндр 150 может быть сконструирован для выдерживания нагрузок, действующих на космический летательный аппарат 146, включая осевые нагрузки 104, изгибающие нагрузки 106 и нагрузки 108 на кручение.
Предпочтительно, центральный цилиндр 150 может иметь единственную замкнутую секцию 120, простирающуюся вдоль продольной оси 116 космического летательного аппарата 146. С этой точки зрения центральный цилиндр 150 может обеспечивать значительный участок осевой прочности, прочности при изгибе и прочности на скручивание и жесткости для космического летательного аппарата 146. Нагрузки с модульной конструкции 302 могут передаваться на центральный цилиндр 150, который может передавать нагрузки на ракетоноситель 100, например, во время взлета. После отделения космического летательного аппарата 146 от ракетоносителя 100, нагрузки на модульную конструкцию 302 за счет работы двигателей 380 управления и/или управления солнечными батареями 354 могут быть переданы на центральный цилиндр 150, который может обеспечивать жесткость при изгибе, жесткость на кручение и осевую жесткость для космического летательного аппарата 146. За счет выдерживания значительной части (например, всех) нагрузок на космический летательный аппарат центральным цилиндром 150, может быть устранена необходимость обеспечения жестких панелей 314 на одной или более модульных боковых сторонах 304. Таким образом, модульная конструкция 302 может содержать расположенные друг напротив друга две открытые боковые стороны 308, которые могут не иметь жестких элементов или несущих элементов, и которые могут быть покрыты нежесткими прилегающими элементами 310, такими как теплоизоляционное покрытие 312 или другое гибкое и/или съемное покрытие.
За счет формирования блока 300 электроники с открытыми боковыми сторонами 308, космический летательный аппарат 146 может быть предусмотрен со значительным снижением количества деталей по отношению к количеству деталей, связанных с обычным космическим летательным аппаратом 146. Кроме того, использование центрального цилиндра 150, на который крепится блок 300 электроники, с открытыми боковыми сторонами 308, может обеспечивать значительное снижение конструктивной массы космического летательного аппарата 146 по отношению к обычному космическому летательному аппарату. Кроме того, открытые боковые стороны 308 блока 300 электроники могут обеспечивать значитель
- 3 031137 ное улучшение доступа к внутренней части космического летательного аппарата 146 во время интеграции полезной нагрузки. С этой точки зрения, различные компоненты внутри космического летательного аппарата 146 могут быть легко доступны на всех этапах интеграции, что может давать значительное сокращение времени доработки, связанной с одним или более компонентами космического летательного аппарата во время испытаний.
На фиг. 3 показан вариант осуществления космического летательного аппарата 146 с солнечными батареями 354 и антеннами 370 в развернутом положении. Каждая солнечная батарея 354 может быть смонтирована на мачте 358 солнечной батареи, которая может быть соединена с модульной конструкцией 302. Например, космический летательный аппарат 146 может содержать две развертываемые солнечные батареи 354, которые могут быть присоединены к панелям 316 оснастки полезного груза на противоположных боковых сторонах цилиндра 150. Каждая мачта 358 солнечных батарей может быть присоединена к узлу крепления 362 солнечной батареи на границе 360 сопряжения мачты солнечной батареи на каждой панели 316 оснастки полезного груза. На фиг. 3 космический летательный аппарат 146 может содержать одну или более антенн 370, которые могут быть присоединены к модульным боковым сторонам 304 модульной конструкции 302. Например, на фиг. 3 показан космический летательный аппарат 146 с развертываемыми антеннами 370, смонтированными на штанге 374 антенны, которая может быть присоединена к нижней торцевой панели 330 на границе 376 сопряжения мачты антенны на противоположных боковых сторонах нижней торцевой панели 330. Каждая мачта 372 антенны может содержать одну или более штанг 374 антенны, продолжающихся наружу от мачты 372 антенны, для опоры одной или более антенн 370. Космический летательный аппарат 146 может дополнительно включать две фиксированные или развертываемые панели 320 тепловых излучателей. Например, на фиг. 3 показаны в основном плоские панели 320 тепловых излучателей, фиксировано присоединенных или встроенных в панель 316 оснастки полезной нагрузки, расположенную на каждой боковой стороне цилиндра 150. Панели 320 тепловых излучателей могут обеспечивать управление температурой различных компонентов космического летательного аппарата.
На фиг. 4 показан вид в перспективе модульной конструкции 302 блока 300 электроники, присоединенной к центральному цилиндру 150. Модульная конструкция 302 может включать две жесткие панели 314, расположенные на противоположных боковых сторонах центрального цилиндра 150 и образующих закрытые боковые стороны 306 модульной конструкции 302 наподобие короба. Жесткие панели 314 могут быть ориентирован в основном параллельно друг другу и могут быть в основном плоскими по форме, хотя подразумевается и неплоская форма. Жесткие панели 314 могут быть в основном совмещены с продольной осью 116 и могут быть сконструированы в качестве панелей 316 оснастки полезной нагрузки. Модульная конструкция 302 может дополнительно содержать панели 340, работающие на вертикальный сдвиг, и верхнюю и нижнюю торцевые панели 326, 330 для присоединения панелей 316 оснастки полезной нагрузки к центральному цилиндру 150 в одном или более местах 352 границы сопряжения. На фиг. 4 дополнительно показаны открытые боковые стороны 308 модульной конструкции 302, которые могут не иметь жестких элементов (например, жестких панелей 314 или панелей 316 оснастки полезной нагрузки), простирающиеся по открытым боковым сторонам 308. Каждая открытая боковая сторона 308 открыта в том смысле, что нет путей нагружения на кручение поперек открытой боковой стороны 308 между жесткими панелями 314. Например, для каждой открытой боковой стороны 308 нет несущих конструктивных диагональных элементов, простирающихся между жесткой панелью 314 (панель 316 оснастки полезной нагрузки) на одной боковой стороне центрального цилиндра 150 и жесткой панелью 314 (панель 316 оснастки полезной нагрузки) на противоположной боковой стороне центрального цилиндра 150. Кроме того, открытые боковые стороны 308 открыты в том смысле, что для каждой открытой боковой стороны 308 нет конструктивных элементов, выдерживающих нагрузку на кручение, простирающихся по открытой боковой стороне 308, которые могут загораживать или ограничивать доступ к внутренней части космического летательного аппарата 146 с открытой боковой стороны 308.
Как показано на фиг. 2 по меньшей мере одна из открытых боковых сторон 308 может содержать нежесткий прилегающий элемент 310, покрывающий по меньшей мере участок открытой боковой стороны 308. В одном варианте осуществления нежесткий прилегающий элемент 310 может содержать гибкое и/или съемное покрытие, такое как тканый материал, которое может быть съемно закреплено поверх открытой боковой стороны 308 модульной конструкции 302. В одном варианте осуществления нежесткий прилегающий элемент 310 может быть съемно закреплен на месте поверх открытой боковой стороны 308, например, механическими крепежными деталями, лентой с крючками и петлями (например, Velcro) или другими средствами крепежа. На фиг. 2 нежесткий прилегающий элемент 310 может содержать теплоизоляцию 312, по меньшей мере частично покрывающую открытую боковую сторону 308 и обеспечивающую тепловую защиту, защиту от радиационного излучения и/или защиту от электромагнитного излучения (EMI) для компонентов внутренней части космического летательного аппарата.
На фиг. 5 показана в разобранном виде модульная конструкция 302 с иллюстрацией взаимосвязи конструктивных элементов блока 300 электроники с центральным цилиндром 150 в нескольких местах 352 границы сопряжения. В одном варианте осуществления модульная конструкция 302 может включать панели 340, работающие на вертикальный сдвиг, и верхнюю и нижнюю торцевые панели 326, 330 для
- 4 031137 присоединения жестких панелей 314 (например, панели 316 оснастки полезной нагрузки) к центральному цилиндру 150. Панели 340, работающие на вертикальный сдвиг, могут продолжаться вдоль боковых сторон центрального цилиндра 150 и могут быть совмещены с продольной осью 116 центрального цилиндра 150. Панели 340, работающие на вертикальный сдвиг, могут передавать осевую нагрузку панелей 316 оснастки полезной нагрузки на центральный цилиндр 150, который, в свою очередь, может передавать осевую нагрузку блока 300 электроники на ракетоноситель 100.
На фиг. 5 в одном варианте осуществления панели 340, работающие на вертикальный сдвиг, могут продолжаться в основном радиально наружу от противоположных боковых сторон центрального цилиндра 150 и могут присоединять панели 316 оснастки полезной нагрузки к центральному цилиндру 150. Панели 340, работающие на вертикальный сдвиг, могут быть присоединены к центральному цилиндру 150 с помощью скоб (не показаны) и механических крепежных деталей (не показаны) и/или адгезивного соединения. Хотя на фиг. 5 показана одна панель 340, работающая на вертикальный сдвиг, присоединяющая каждую из панелей 316 оснастки полезной нагрузки к боковой стороне центрального цилиндра 150, модульная конструкция 302 может содержать любое число панелей 340, работающих на вертикальный сдвиг, ориентированных в любом направлении для присоединения каждой панели 316 оснастки полезной нагрузки к центральному цилиндру 150. Каждая панель 340, работающая на вертикальный сдвиг, может состоять из верхнего участка 342 и нижнего участка 344 панели, работающей на вертикальный сдвиг, которые могут быть соединены друг с другом посредством узла крепления 362 солнечных батарей. Однако каждая панель 340, работающая на вертикальный сдвиг, может быть сформирована, как единая структура.
На фиг. 5 панели 316 оснастки полезной нагрузки могут включать угловые балки 322, продолжающиеся вертикально вдоль боковых кромок для повышения жесткости и прочности панелей 316 оснастки полезной нагрузки. Кроме того, каждая панель 316 оснастки полезной нагрузки может включать концевую балку 324 вдоль верхней кромки и/или нижней кромки панели 316 оснастки полезной нагрузки. У нижней кромки космического летательного аппарата 146 концевые балки 324 могут продолжаться между противоположными парами панелей 316 оснастки полезной нагрузки. В одном варианте осуществления каждая панель 316 оснастки полезной нагрузки также может включать один или более внутренних усиливающих элементов 334 панели, смонтированных на внутренней стороне каждой из панелей 316 оснастки полезной нагрузки. На фиг. 5 два внутренних усиливающих элемента 334 панели могут быть взаимосвязаны посредством узла крепления 362 солнечной батареи. Однако каждый из внутренних усиливающих элементов 334 панели может быть сформирован, как единая структура для повышения жесткости панелей 316 оснастки полезной нагрузки.
В одном варианте осуществления каждая из панелей 316 оснастки полезной нагрузки может поддерживаться одной или более штангами, продолжающимися от центрального цилиндра 150. Например, каждая панель 316 оснастки полезной нагрузки может поддерживаться двумя штангами 318 панели оснастки полезной нагрузки, продолжающимися от места 352 границы сопряжения у внутреннего кольца 206 центрального цилиндра 150. Штанги 318 панели оснастки полезной нагрузки могут поддерживать панели 316 оснастки полезной нагрузки в отношении изгибания вне плоскости. Панели 316 оснастки полезной нагрузки могут быть сконструированы для монтажа нескольких различных компонентов или оснастки (не показано), например, на внутренней стороне панелей 316 оснастки полезной нагрузки. Хотя это не показано, такие компоненты или оснастка могут включать телеметрические компоненты и компоненты управления космическим летательным аппаратом, компоненты связи, такие как приемники, передатчики и ретрансляторы и другие компоненты.
На фиг. 5 модульная конструкция 302 может содержать верхнюю торцевую панель 326 и нижнюю торцевую панель 330, которые могут быть расположены на противоположных торцах модульной конструкции 302. Например, верхняя торцевая панель 326 и нижняя торцевая панель 330 могут быть механически присоединены к переднему концевому кольцу 202 на верхнем торце 152 цилиндра. Нижняя торцевая панель 330 может быть механически присоединена (не показано) к внешнему кольцу 208 около нижнего торца 154 цилиндра или нижнему концевому кольцу 204 на нижнем торце 154 цилиндра. Панели 316 оснастки полезной нагрузки на каждой стороне центрального цилиндра 150 могут продолжаться между и соединять между собой верхнюю торцевую панель 326 с нижней торцевой панелью 330. В показанном варианте осуществления верхняя торцевая панель 326 и нижняя торцевая панель 330 могут быть в основном плоскими по форме и могут быть ориентированы параллельно друг другу и нормально относительно продольной оси 116 космического летательного аппарата 146. Однако верхняя торцевая панель 326 и нижняя торцевая панель 330 могут быть предусмотрены альтернативной (например, неплоской) формы и конструкции и не ограничиваются показанными на чертежах конструкциями.
На фиг. 5 в одном варианте осуществления одна или более из жестких панелей 314, верхней торцевой панели 326, нижней торцевой панели 330 и панелей 340, работающих на вертикальный сдвиг, могут быть сформированы из композитного материала, такого как материал 180 на основе армированной волокном полимерной матрицы. Например, жесткие панели 314, верхняя и нижняя торцевые панели 326, 330 и панели 340, работающие на вертикальный сдвиг, могут быть предусмотрены в легкой и жесткой композитной конструкции 184 типа сэндвич. Композитная сэндвич конструкция 184 может содержать
- 5 031137 внутренний слой (не показано), проложенный между обращенными наружу листами, армированными волокном (не показано). Внутренний слой может содержать ячеистый материал, такой как пеноматериал, ячеистая структура из алюминия, арамид, стеклоткань, или внутренний слой может быть сформирован из другого материала заполнителя. Обращенные наружу листы могут быть сформированы в виде многослойного композитного материала, такого как листы, обращенного наружу многослойного композита на основе графита. Однако один или более из конструктивных элементов модульной конструкции 302 дополнительно могут быть выполнены из металлического материала или другого материала, или их комбинаций.
В показанном на фиг. 5 варианте осуществления модульная конструкция 302 может включать одну или более штанг, присоединяющих верхнюю торцевую панель 326 и нижнюю торцевую панель 330 к центральному цилиндру 150 для осевой опоры вдоль кромок верхней и нижней торцевой панели 326, 330 на открытых боковых сторонах 308 модульной конструкции 302. Например, кромки верхней торцевой панели 326 на открытых боковых сторонах 308 модульной конструкции 302 могут быть присоединены к центральному цилиндру 150 посредством одной или более штанг 328 верхней панели, продолжающихся от каждой боковой стороны центрального цилиндра 150 в местоположении внутреннего кольца 206 или внешнего кольца (не показано) на центральном цилиндре 150. Аналогичным образом, кромки нижней торцевой панели 330 могут быть присоединены (не показано) к центральному цилиндру 150 посредством одной или более штанг 332 антенн, продолжающихся от кромок верхней торцевой панели 326 до каждой боковой стороны центрального цилиндра 150 в местоположении внутреннего кольца 206 или внешнего кольца 208. Штанги 328 верхней панели и штанги 332 антенн могут обеспечивать опору для верхней торцевой панели 326 и нижней торцевой панели 330 относительно осевых нагрузок 104.
На фиг. 6 показан вид сбоку космического летательного аппарата 146 в варианте осуществления, в котором нижний торец 154 цилиндра оканчивается у нижней торцевой панели 330, а конический узел крепления 112 полезной нагрузки продолжается вниз от нижнего торца 154 цилиндра. Узел крепления 112 полезной нагрузки может обладать размером и конструкцией для съемного соединения с ракетоносителем 100 (на фиг. 1). На фиг. 6 дополнительно показаны несколько штанг, присоединяющих модульную конструкцию 302 к центральному цилиндру 150 в нескольких местах 352 границы сопряжения. Верхняя торцевая панель 326 и нижняя торцевая панель 330 показаны ориентированными в основном параллельно друг другу и смонтированными на противоположных торцах центрального цилиндра 150. Однако модульная конструкция 302 может быть предусмотрена с дополнительными панелями (не показаны), ориентированными нормально относительно продольной оси 116 и расположенными в различных местах по длине центрального цилиндра 150. В этом отношении модульная конструкция 302 не ограничена одиночной верхней торцевой панелью 326 и одиночной нижней торцевой панелью 330 и может содержать одну или более промежуточных панелей (не показаны) для присоединения панелей 316 оснастки полезной нагрузки к центральному цилиндру 150.
На фиг. 9 дополнительно показан вид сбоку космического летательного аппарата 146 по фиг. 6 и две штанги 328 верхней панели, присоединяющих верхнюю торцевую панель 326 к верхнему торцу 152 цилиндра. Штанги 328 верхней панели могут продолжаться от верхней торцевой панели 326 (например, у наружных кромок верхней торцевой панели 326) до места 352 на границе сопряжения на боковых сторонах центрального цилиндра 150 в местоположении усиливающего кольца (например, внутреннего кольца 206). Аналогичным образом, одна или более штанг 332 антенн могут присоединять нижнюю торцевую панель 330 к нижнему торцу 154 цилиндра. Штанги 332 антенн могут продолжаться от нижней торцевой панели 330 (например, у наружных кромок нижней торцевой панели 330) в местоположении 352 границы сопряжения на боковых сторонах центрального цилиндра 150 в местоположении усиливающего кольца 206 (например, внутреннего кольца). Штанга 332 антенны может обеспечивать опору вдоль осевого направления для нижней торцевой панели 330 и для границы 376 сопряжения мачты антенны, расположенных на противоположных боковых сторонах нижней торцевой панели 330. На фиг. 7 и 8 показаны виды в сечении космического летательного аппарата 146 в варианте осуществления с четырьмя (4) модульными боковыми сторонами 304, включая две (2) открытые боковые стороны 308 и две (2) закрытые боковые стороны 306. Закрытые боковые стороны 306 могут быть закрыты описанными выше панелями 316 оснастки полезной нагрузки. Открытые боковые стороны 308 могут не иметь жестких элементов, как указано выше, и предпочтительно обеспечивают доступ к компонентам во внутренней части космического летательного аппарата 146, например, во время сборки, испытаний и интеграции. Перед запуском открытые боковые стороны 308 могут быть покрыты нежестким прилегающим элементом 310 (на фиг. 3), например, гибкой теплоизоляцией 312. На фиг. 8 показаны панели 340, работающие на вертикальный сдвиг, присоединяющие панели 316 оснастки полезной нагрузки к центральному цилиндру 150. Как указано выше, центральный цилиндр 150 имеет единственную замкнутую секцию 120, простирающуюся вдоль продольной оси 116 (на фиг. 7) космического летательного аппарата 146 от верхней части космического летательного аппарата 146 до границы сопряжения (фиг. 1) с ракетоносителем 100 (фиг. 1), что предпочтительно минимизирует массу космического летательного аппарата 146 относительно обычного космического летательного аппарата.
Возвращаясь к фиг. 9, штанги 318 панелей оснастки полезной нагрузки могут продолжаться от ме
- 6 031137 стоположений 352 границы сопряжения на центральном цилиндре 150 до угловых балок 322 на вертикальных кромках панелей 316 оснастки полезной нагрузки для опоры панелей 316 оснастки полезной нагрузки относительно изгибания вне плоскости и для стабилизации панелей 316 оснастки полезной нагрузки относительно скручивающего движения. Панели 316 оснастки полезной нагрузки могут содержать один или более внутренних усиливающих элементов 334 панелей на внутренней стороне каждой из панелей 316 оснастки полезной нагрузки для повышения жесткости и устойчивости панелей 316 оснастки полезной нагрузки в местоположении узлов крепления 362 солнечных батарей. В этом отношении внутренние усиливающие элементы 334 панелей помогают стабилизировать узел крепления 362 солнечной батареи.
На фиг. 10 показан вид в перспективе варианта осуществления центрального цилиндра 150. Центральный цилиндр 150 может содержать переднее концевое кольцо, присоединяющее центральный цилиндр 150 к верхней торцевой панели 326. Центральный цилиндр 150 может содержать внешнее кольцо 208 для присоединения центрального цилиндра 150 к нижней торцевой панели 330. Нижний торец 154 цилиндра может выступать вниз за нижнюю торцевую панель 330 и может заканчиваться у нижнего концевого кольца 204. В альтернативном варианте осуществления, показанном на фиг. 6, и описанном выше, нижний торец 154 цилиндра может оканчиваться у нижней торцевой панели 330. Центральный цилиндр 150 может содержать несколько усиливающих колец 200, таких как внутренние кольца 206 и/или внешние кольца 208, которые могут быть фиксировано прикреплены к центральному цилиндру 150 посредством адгезивного соединения и/или механического крепежа. Усиливающие кольца 200 могут быть позиционированы в одном или более местоположений по длине центрального цилиндра 150 для повышения прочности центрального цилиндра 150 и/или размещения локализованных грузов на центральном цилиндре 150.
В одном варианте осуществления центральный цилиндр 150 может быть сформирован из материала 180 на основе армированной волокном полимерной матрицы. Например, центральный цилиндр 150 может быть сформирован в виде твердого многослойного материала 182 из нескольких пластов многослойного композита. Твердый многослойный материал 182 может быть предусмотрен нужной толщины, чтобы выдерживать осевую нагрузку 104, нагрузку 106 на изгиб и нагрузку 108 на кручение (по фиг. 1). Центральный цилиндр 150 может быть выполнен из неотвержденного или предварительно отвержденного композитного материала на оправке. Неотвержденный или предварительно отвержденный композитный материал может содержать предварительно пропитанный, армированный волокном материал (например, предварительно пропитанный связующим веществом) и/или полимерную матрицу на основе композитного материала с вакуумной пропиткой смолой. Композитный материал может включать углеродное волокно, стекловолокно, керамическое волокно или другие типы волокон, которые могут быть однонаправленными, тканевыми, рубленными или предусмотренными в других компоновках волокон. Композитный материал может включать материал на основе полимерной матрицы или материал на основе смоляной матрицы, такой как эпоксидная смола или другая смола. Материал матрицы может содержать термоотверждаемую смолу, или смоляная матрица может содержать термопластичную смолу.
В непоказанном альтернативном варианте осуществления центральный цилиндр 150 может быть сформирован в виде композитной сэндвич конструкции 184 аналогично композитной сэндвич конструкции 184 из жестких панелей 314 и/или панелей 340, работающих на вертикальный сдвиг. Например, многослойные обращенные наружу листы 188 могут быть выполнены из материала 180 на основе армированной волокном полимерной матрицы аналогично материалу на основе полимерной матрицы для твердого многослойного материала 182, описанного выше. В одном варианте осуществления обращенные наружу листы 188 многослойного материала могут быть выполнены из нескольких пластов многослойного композита, сформированных из композитного материала на основе углеродного волокна, хотя композитный материал может быть выполнен из других типов волокна и не ограничивается углеродным волокном. Внутренний слой 186 может быть выполнен из ячеистого материала, такого как пеноматериал, ячеистой структуры или другого материала заполнителя с ячейками, ориентированными в основном перпендикулярно обращенным наружу листам 188 многослойного материала. В одном варианте осуществления внутренний слой 186 может содержать ячеистую средину, сформированную из алюминия, арамида, стекловолокна или другого материала.
На фиг. 11 показан вид в сечении центрального цилиндра 150 по фиг. 10, иллюстрирующий переднее концевое кольцо 202, нижнее концевое кольцо 204, внутренние кольца 206 и внешнее кольцо 208, смонтированное на центральном цилиндре 150. Кроме того показан топливный бак 220, смонтированный внутри центрального цилиндра 150. Предпочтительно монтаж топливного бака 220 внутри центрального цилиндра 150 вместо размещения вне центрального цилиндра 150 может высвобождать объем, который может быть использован для монтажа компонентов космического летательного аппарата, которые могут требовать более частого доступа во время испытаний и интеграции. Кроме того, монтаж топливного бака 220 внутри центрального цилиндра 150 вместо размещения вне центрального цилиндра 150 помогает избежать блокировки доступа к таким компонентам космического летательного аппарата. В одном варианте осуществления верхний торец топливного бака 220 может опираться на верхнюю опору 222 бака, присоединенную к внутреннему кольцу 206. Нижний торец топливного бака 220 может опираться на
- 7 031137 коническую нижнюю опору 224 бака, которая может быть присоединена к нижнему концевому кольцу 204 нижнего торца 1154 цилиндра. Топливный бак 220 может содержать ракетное топливо для силовой установки (не показана) для вывода на орбиту и/или поддержания стационарной орбиты космического летательного аппарата 146 и/или стабилизации положения в пространстве космического летательного аппарата 146.
На фиг. 12 показана блок-схема способа 400 сборки космического летательного аппарата 146. Способ может включать стадию 402 обеспечения модульной конструкции 302 с несколькими модульными боковыми сторонами 304. В одном варианте осуществления космический летательный аппарат 146 может быть сконструирован в виде стабилизированного по 3 осям космического летательного аппарата. Однако космический летательный аппарат 146 может быть сконструирован в виде стабилизированного вращением космического летательного аппарата. В одном варианте осуществления космический летательный аппарат 146 может содержать блок 300 электроники с открытой боковой стороной 308 и закрытыми боковыми сторонами 306. Закрытые боковые стороны 306 могут быть закрыты или покрыты жесткими панелями 314, которые могут быть сконструированы в виде панелей 316 оснастки полезной нагрузки.
Стадия 404 способа 400 по фиг. 12 может включать протягивание центрального цилиндра 150 по центру космического летательного аппарата 146. Центральный цилиндр 150 может иметь единственную замкнутую секцию 120, простирающуюся вдоль продольной оси 116 космического летательного аппарата 146, и может обеспечивать значительную часть (например, всю) осевой прочности, прочности на изгиб и кручение, и жесткости космического летательного аппарата 146. Центральный цилиндр 150 по существу может иметь постоянное поперечное сечение при, по существу, постоянной толщине стенки для упрощения конструирования, анализа, изготовления и испытаний космического летательного аппарата 146. В одном варианте осуществления центральный цилиндр 150 может быть изготовлен из материала 180 на основе армированной волокном полимерной матрицы, хотя центральный цилиндр 150 может быть изготовлен из металлического материала или комбинации композитного материала и металлического материала.
Стадия 406 способа 400 по фиг. 12 может включать исключение жестких элементов из открытых боковых сторон 308 модульной конструкции 302. Исключение жестких элементов на открытых боковых сторонах 308 может обеспечивать неограниченный доступ к внутренней части космического летательного аппарата 146, например, во время сборки, испытаний и интеграции. Доступ к внутренней части космического летательного аппарата 146 может обеспечивать значительное сокращение времени, требуемого на доработку или замену компонентов во время испытаний. Закрытые боковые стороны 306 космического летательного аппарата 146 могут быть покрыты жесткими панелями 314, которые могут быть присоединены к центральному цилиндру 150 посредством панелей 340, работающих на вертикальный сдвиг, продолжающимися радиально наружу от противоположных боковых сторон центрального цилиндра 150. Верхняя торцевая панель 326 и нижняя торцевая панель 330 дополнительно могут присоединять жесткие панели 314 к центральному цилиндру 150.
Стадия 408 способа 400 по фиг. 12 может включать покрытие по меньшей мере участка открытой боковой стороны 308 по меньшей мере одним нежестким прилегающим элементом 310. Открытые боковые стороны 308 могут быть покрыты нежестким прилегающим элементом 310 (на фиг. 3), таким как теплоизоляция 312, до запуска. Теплоизоляция 312 может быть съемно прикреплена к модульной конструкции 302, например, вдоль угловых балок 322 и вдоль верхней торцевой панели 326 и нижней торцевой панели 330. Стадия 410 способа 400 по фиг. 12 может включать размещение топливного бака 220 внутри центрального цилиндра 150. Как указано выше, центральный цилиндр 150 может содержать внутреннее кольцо 206 для присоединения верхней опоры 222 бака к центральному цилиндру 150. Нижний торец топливного бака 220 может быть присоединен к центральному цилиндру 150 посредством конической нижней опоры 224. Она может быть фиксировано прикреплена к нижнему концевому кольцу 204 центрального цилиндра 150.
Дополнительные модификации и улучшения настоящего изобретения очевидны для специалистов в этой области. Таким образом, подразумевается, что конкретная комбинация частей, описанная и показанная в настоящем документе, представляет только некоторые варианты осуществления настоящего изобретения и не служит для ограничения альтернативных вариантов осуществления или устройств, охватываемых сущностью и объемом настоящего изобретения.
Claims (13)
- ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ1. Космический летательный аппарат (146), корпус которого включает центральный цилиндр (150), в котором находится центр космического летательного аппарата (146) и имеющий единственную замкнутую секцию (120), простирающуюся вдоль продольной оси (116) космического летательного аппарата (146), модульную конструкцию (302) космического летательного аппарата (146), расположенную снаружи центрального цилиндра (150) и имеющую несколько модульных боковых сторон (304), причем модульная конструкция (302) содержит две жесткие панели (314), прикрепленные на противолежащих об- 8 031137 ластях боковой поверхности центрального цилиндра (150), при этом продольная ось жестких панелей параллельна продольной оси (116) космического летательного аппарата.
- 2. Космический летательный аппарат (146) по п.1, дополнительно включающий топливный бак (220), размещенный внутри центрального цилиндра (150).
- 3. Космический летательный аппарат (146) по п.1 или 2, в котором модульная конструкция (302) включает открытые боковые стороны (308), свободные от одного или более жестких элементов, простирающихся по открытым боковым сторонам (308).
- 4. Космический летательный аппарат (146) по п.3, дополнительно содержащий по меньшей мере один нежесткий прилегающий элемент (310), покрывающий по меньшей мере часть открытой боковой стороны (308).
- 5. Космический летательный аппарат (146) по п.4, в котором нежесткий прилегающий элемент (310) содержит теплоизоляционное покрытие (312).
- 6. Космический летательный аппарат (146) по одному из пп.1-5, в котором модульная конструкция (302) содержит панель (340), работающую на вертикальный сдвиг, присоединяющую по меньшей мере одну панель из жестких панелей (314) к центральному цилиндру (150).
- 7. Космический летательный аппарат (146) по одному из пп.1-6, в котором модульная конструкция (302) включает верхнюю торцевую панель (326) и нижнюю торцевую панель (330), смонтированные на противоположных торцах модульной конструкции (302); и каждая жесткая панель (314) продолжается между и соединяет верхнюю торцевую панель (326) и нижнюю торцевую панель (330).
- 8. Космический летательный аппарат (146) по одному из пп.1-7, дополнительно включающий по меньшей мере одну антенну (370), присоединенную по меньшей мере к одной из модульных боковых сторон (304).
- 9. Космический летательный аппарат (146) по одному из пп.1-8, дополнительно включающий по меньшей мере одну солнечную батарею (354), присоединенную по меньшей мере к одной из модульных боковых сторон (304).
- 10. Космический летательный аппарат (146) по одному из пп.1-9, дополнительно включающий в основном плоскую панель (320) теплового излучателя, включенную по меньшей мере в одну из модульных боковых сторон (304).
- 11. Космический летательный аппарат (146) по одному из пп.1-10, в котором космический летательный аппарат (146) является стабилизированным по 3-м осям космическим летательным аппаратом.
- 12. Способ сборки космического летательного аппарата (146) по п.1, согласно которому берут модульную конструкцию (302) космического летательного аппарата (146), имеющего несколько модульных боковых сторон (304) и две жесткие панели (314), продольная ось которых параллельна продольной оси (116) космического летательного аппарата (146);размещают центральный цилиндр (150) по центру космического летательного аппарата (146); причем центральный цилиндр (150) имеет единственную замкнутую секцию (120), простирающуюся вдоль продольной оси (116) космического летательного аппарата (146); и прикрепляют две жесткие панели (314) к противоположным боковым сторонам центрального цилиндра (150).
- 13. Способ по п.12, дополнительно включающий стадии присоединения по меньшей мере одной панели из жестких панелей (314) к центральному цилиндру (150) с помощью панели (340), работающей на вертикальный сдвиг;монтажа верхней торцевой панели (326) и нижней торцевой панели (330), смонтированных на противоположных торцах модульной конструкции (302); и соединения верхней торцевой панели (326) и нижней торцевой панели (330) по меньшей мере с одной панелью из жестких панелей (314).- 9 031137Фиг. 1Фиг. 2Фиг. 3- 10 031137Фиг. 4Фиг. 5- 11 031137Фиг. 6Фиг. 7308308Фиг. 8- 12 031137Фиг. 9Фиг. 10- 13 031137Фиг. 12
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US13/781,483 US9296493B2 (en) | 2013-02-28 | 2013-02-28 | Spacecraft with open sides |
Publications (4)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| EA201490296A1 EA201490296A1 (ru) | 2014-11-28 |
| EA201490296A8 EA201490296A8 (ru) | 2016-01-29 |
| EA031137B1 true EA031137B1 (ru) | 2018-11-30 |
| EA031137B9 EA031137B9 (ru) | 2019-02-28 |
Family
ID=50272275
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| EA201490296A EA031137B9 (ru) | 2013-02-28 | 2014-02-17 | Космический летательный аппарат с открытыми боковыми сторонами |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9296493B2 (ru) |
| EP (1) | EP2772442B1 (ru) |
| JP (1) | JP6433129B2 (ru) |
| CN (1) | CN104015937B (ru) |
| EA (1) | EA031137B9 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2716608C1 (ru) * | 2019-02-27 | 2020-03-13 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Система контроля состояния внешней поверхности гермооболочки корпуса космического объекта под экранно-вакуумной теплоизоляцией, используемая космонавтом в процессе внекорабельной деятельности, и способ её эксплуатации |
Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9669948B2 (en) * | 2013-07-24 | 2017-06-06 | Lockheed Martin Corporation | Side-by-side dual-launch arrangement with improved payload compatibility |
| CN104648693B (zh) * | 2014-12-23 | 2017-01-11 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 用于平台载荷一体化的卫星结构 |
| US9878808B2 (en) | 2015-01-08 | 2018-01-30 | The Boeing Company | Spacecraft and spacecraft radiator panels with composite face-sheets |
| US10265930B2 (en) | 2015-01-12 | 2019-04-23 | The Boeing Company | Spacecraft and spacecraft protective blankets |
| CN104943876B (zh) * | 2015-05-25 | 2017-03-08 | 沈阳航空航天大学 | 一种空间太阳能电站太阳翼二维展开装置及其展开方法 |
| FR3040045B1 (fr) * | 2015-08-10 | 2017-09-08 | Airbus Defence & Space Sas | Satellite artificiel |
| FR3041608B1 (fr) * | 2015-09-25 | 2018-04-13 | Thales Sa | Ensemble deployable |
| CN105527685A (zh) * | 2016-01-28 | 2016-04-27 | 长光卫星技术有限公司 | 一种用于光学微小卫星主承力构件与光学相机的共结构 |
| CN105775166B (zh) * | 2016-03-30 | 2018-02-06 | 上海卫星工程研究所 | 工字形卫星平台 |
| NL2016677B1 (en) * | 2016-04-26 | 2017-11-07 | Airbus Defence And Space Netherlands B V | Solar Panel and Flexible Radiator for a Spacecraft. |
| US10018426B2 (en) | 2016-05-12 | 2018-07-10 | The Boeing Company | Composite heat pipes and sandwich panels, radiator panels, and spacecraft with composite heat pipes |
| US11072441B2 (en) | 2017-03-03 | 2021-07-27 | Northrop Grumman Systems Corporation | Stackable spacecraft |
| US11718424B2 (en) | 2019-04-17 | 2023-08-08 | The Boeing Company | Spacecraft and spacecraft protective blankets |
| CN111152938B (zh) * | 2020-04-08 | 2020-08-07 | 北京前沿探索深空科技有限公司 | 一种卫星结构 |
| US11981457B1 (en) | 2020-12-14 | 2024-05-14 | Bae Systems Space & Mission Systems Inc. | Multipurpose spacecraft structure and propulsion system |
| CN113082577B (zh) * | 2021-04-01 | 2022-04-19 | 中国科学院空间应用工程与技术中心 | 一种空间产品灭火口结构及其制作方法和空间产品 |
| CN114044170A (zh) * | 2021-11-09 | 2022-02-15 | 上海宇航***工程研究所 | 一种使用模块化屏蔽体结构的核动力航天器 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5392982A (en) * | 1988-11-29 | 1995-02-28 | Li; Chou H. | Ceramic bonding method |
| RU2087387C1 (ru) * | 1992-09-02 | 1997-08-20 | Валерий Николаевич Ключников | Искусственный спутник |
| US5979833A (en) * | 1996-12-20 | 1999-11-09 | Trw Inc. | Modular spacecraft architecture |
| US6149104A (en) * | 1998-04-01 | 2000-11-21 | Trw Inc. | Structural layout for spacecraft including specialized compartment configuration |
| RU2203838C2 (ru) * | 1996-08-05 | 2003-05-10 | Дзе Боинг Компани | Цельный каркас космического аппарата и способ его изготовления |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4009851A (en) | 1974-12-23 | 1977-03-01 | Rca Corporation | Spacecraft structure |
| GB1557500A (en) | 1976-11-29 | 1979-12-12 | Aeritalia Spa | Load carrying structures for space satellites |
| US5314146A (en) * | 1992-03-13 | 1994-05-24 | Spectrum Astro, Inc. | Multi-mission spacecraft bus having space frame structural design |
| US5337980A (en) * | 1992-09-21 | 1994-08-16 | General Electric Co. | Spacecraft-to-launch-vehicle transition |
| US6131857A (en) * | 1998-10-30 | 2000-10-17 | Hebert; Barry Francis | Miniature spacecraft |
| US6206327B1 (en) | 1999-03-31 | 2001-03-27 | Lockheed Martin Corporation | Modular spacecraft bus |
| CN102372092A (zh) * | 2010-08-17 | 2012-03-14 | 上海卫星工程研究所 | 一种低轨遥感卫星的构型及其安装方法 |
| CN102616388B (zh) * | 2011-06-08 | 2014-11-26 | 清华大学 | 一种大面积展开的太阳电池阵展开装置 |
-
2013
- 2013-02-28 US US13/781,483 patent/US9296493B2/en active Active
-
2014
- 2014-02-17 EA EA201490296A patent/EA031137B9/ru not_active IP Right Cessation
- 2014-02-17 JP JP2014027320A patent/JP6433129B2/ja active Active
- 2014-02-24 EP EP14156422.9A patent/EP2772442B1/en active Active
- 2014-02-26 CN CN201410067236.7A patent/CN104015937B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5392982A (en) * | 1988-11-29 | 1995-02-28 | Li; Chou H. | Ceramic bonding method |
| RU2087387C1 (ru) * | 1992-09-02 | 1997-08-20 | Валерий Николаевич Ключников | Искусственный спутник |
| RU2203838C2 (ru) * | 1996-08-05 | 2003-05-10 | Дзе Боинг Компани | Цельный каркас космического аппарата и способ его изготовления |
| US5979833A (en) * | 1996-12-20 | 1999-11-09 | Trw Inc. | Modular spacecraft architecture |
| US6149104A (en) * | 1998-04-01 | 2000-11-21 | Trw Inc. | Structural layout for spacecraft including specialized compartment configuration |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2716608C1 (ru) * | 2019-02-27 | 2020-03-13 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Система контроля состояния внешней поверхности гермооболочки корпуса космического объекта под экранно-вакуумной теплоизоляцией, используемая космонавтом в процессе внекорабельной деятельности, и способ её эксплуатации |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20140239124A1 (en) | 2014-08-28 |
| EA031137B9 (ru) | 2019-02-28 |
| EP2772442B1 (en) | 2020-05-20 |
| EA201490296A1 (ru) | 2014-11-28 |
| EP2772442A2 (en) | 2014-09-03 |
| JP6433129B2 (ja) | 2018-12-05 |
| EP2772442A3 (en) | 2015-06-10 |
| US9296493B2 (en) | 2016-03-29 |
| CN104015937A (zh) | 2014-09-03 |
| JP2014169069A (ja) | 2014-09-18 |
| CN104015937B (zh) | 2017-11-03 |
| EA201490296A8 (ru) | 2016-01-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EA031137B1 (ru) | Космический летательный аппарат с открытыми боковыми сторонами | |
| EA031358B1 (ru) | Модульная центральная конструкция для сдвоенного запуска космических летательных аппаратов | |
| CA2210117C (en) | One piece spacecraft frame | |
| US6206327B1 (en) | Modular spacecraft bus | |
| EP2730495A1 (en) | Shell structure of a fuselage | |
| JPH0114080B2 (ru) | ||
| CA2981172A1 (en) | Satellite frame and method of making a satellite | |
| GB2270975A (en) | Spacecraft thermal panels & make-break thermal joints | |
| US11459128B2 (en) | Foldable tube with unitary hinge devices, systems, and methods | |
| US5337980A (en) | Spacecraft-to-launch-vehicle transition | |
| CA2923599A1 (en) | Hosted instrument radiator system | |
| GB2270666A (en) | 5ow cost, selectable configuration spacecraft. | |
| US5950965A (en) | Split shell spacecraft | |
| US8673418B2 (en) | Composite core densification | |
| JPS6239399A (ja) | ソ−ラ−・パネル | |
| RU2333139C2 (ru) | Космический аппарат и секция антенной фазированной решетки | |
| RU2648520C2 (ru) | Космическая платформа | |
| Russell | Thick skin, faceted, CFRP, monocoque tube structure for smallsats | |
| CN111674567A (zh) | 一种星座卫星的构型 | |
| Alt et al. | Overview of the DoD's rf multifunction structural aperture (MUSTRAP) program | |
| Safak | Structural design and analysis of a solar array substrate for a GEO satellite | |
| WO2024098486A1 (zh) | 一种飞行滑板主体结构 | |
| CN216332817U (zh) | 一种机载轻量化复合材料测向天线阵吊舱舱体 | |
| CN217049019U (zh) | 一种无人机天线整流罩安装结构 | |
| CN212386718U (zh) | 适用于中高轨道的小卫星结构 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TH4A | Publication of the corrected specification to eurasian patent | ||
| MM4A | Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s) |
Designated state(s): AM AZ BY KG TJ TM |