Text
                    А.В. Туманов, В.В. Зеленцов, Г.А. Щеглов
Основы компоновки бортового оборудования космических аппаратов j
им. Н.Э. Баумана
А.В. Туманов, В.В. Зеленцов, Г.А. Щеглов
Основы компоновки бортового оборудования космических аппаратов
Рекомендовано Учебно-методическим объединением вузов Российской Федерации по университетскому политехническому образованию в качестве учебного пособия для студентов высших учебных заведений, обучающихся по направлению подготовки 24.05.01 «Проектирование, производство и эксплуатация ракет и ракетно-космических комплексов»
3-е издание, исправленное
МОСКВА
ИЗДАТЕЛЬСТВО
МГТУ им. Н.Э. БАУМАНА 2018
УДК 629.78.05
ББК 39.66
Т83
Рецензенты'.
заместитель Генерального конструктора АО «Военно-промышленная корпорация» «Научно-производственное объединение машиностроения», канд. техн, наук А.И. Бургонский’, д-р техн, наук, проф. кафедры «Космические системы и ракетостроение» Московского авиационного института (национального исследовательского университета)
А.А. Золотов
Туманов, А. В.
Т83 Основы компоновки бортового оборудования космических аппаратов : учебное пособие / А. В. Туманов, В. В. Зеленцов, Г. А. Щеглов. — 3-е изд., испр. — Москва : Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2018. — 572, [4] с. : ил.
ISBN 978-5-7038-4811-1
Рассмотрены этапы проектирования космического аппарата и основные документы, необходимые для выполнения его компоновки. Изложены требования, предъявляемые к компоновке целевого оборудования, а также к аппаратуре системы управления движением и другим системам бортового оборудования. Даны критерии оценки качества выполненной компоновки и обширный иллюстративный материал по обеспечивающим системам бортового оборудования. Описаны элементы бортового оборудования и приведены нормативные документы, регламентирующие его компоновку.
Содержание учебного пособия соответствует курсу лекций, которые авторы читают в МГТУ им. Н.Э. Баумана.
Для студентов, обучающихся по специальности «Космические летательные аппараты и разгонные блоки».
з Все права защищены. Никакая часть данного издания не может быть воспроизве-| 5^4 дена в какой бы то ни было форме без письменного разрешения владельцев автор-| ских прав. Правовую поддержку Издательства обеспечивает Адвокатское бюро “ ® «Сергей Москаленко и партнеры».
УДК 629.78.05
ББК 39.66
© Туманов А.В., Зеленцов В.В., Щеглов Г.А.. 2010
© Туманов А.В., Зеленцов В.В.,
Щеглов Г.А., 2018, с изменениями © Оформление. Издательство
ISBN 978-5-7038-4811-1	МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018
Оглавление
Предисловие ко второму изданию................................. 8
Предисловие ................................................... 9
Введение ..................................................... 11
Принятые сокращения .......................................... 14
1.	Общие положения о компоновке космического аппарата...... 17
1.1.	Документы, регламентирующие космическую деятельность . 17
1.2.	Документы, регламентирующие правовые аспекты использования космического пространства.......................... 21
1.3.	Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА ... 23
1.3.1.	Техническое задание ............................ 23
1.3.2.	База данных компоновок существующих прототипов КА ... 24
1.3.3.	Единые нормы внешних воздействующих факторов. 39
1.3.4.	Расчетно-теоретические исходные данные.......... 46
1.3.5.	Общая схема оборудования КА с комплектом габаритных чертежей на приборы бортового оборудования
и кабельные трассы .................................... 47
1.3.6.	Циклограмма режимов полета КА и взаимодействия бортового оборудования ................................ 52
1.3.7.	Кривая энергопотребления ....................... 54
1.3.8.	Таблицы точности установки отдельных приборов оборудования и привязка их к базовым элементам КА ........ 55
1.4.	Этапы проектирования и разработки компоновки космического аппарата ............................................ 55
1.4.1.	Научно-исследовательские работы................. 56
1.4.2.	Опытно-конструкторские работы .................. 56
1.4.3.	Техническое предложение......................... 57
1.4.4.	Эскизный проект ................................ 61
1.4.5.	Технический проект ............................. 65
1.4.6.	Разработка проектной технической документации .. 65
1.4.7.	Экспериментальная отработка бортового оборудования КА ................................................ 65
1.5.	Виды компоновки....................................... 68
4
Оглавление
1.5.1.	Геометрическая компоновка .................... 69
1.5.2.	Инерционно-массовая компоновка................ 70
1.5.3.	Функциональная компоновка..................... 81
1.5.4.	Конструктивно-силовая компоновка ............. 81
1.5.5.	Аэродинамическая компоновка .................. 82
2.	Критерии оценки качества компоновки космического аппарата.................................................... 87
2.1.	Методы оценки качества компоновки................... 87
2.2.	Главные критерии качества компоновки ............... 89
2.2.1.	Обеспечение максимальной эффективности целевого оборудования ........................................ 90
2.2.2.	Минимальная масса элементов конструкции и бортового оборудования............................. 92
2.2.3.	Минимальный расход энергии рабочего тела и электроэнергии .................................... 97
2.2.4.	Требуемая надежность элементов конструкции и бортового оборудования ........................... 101
2.2.5.	Унификация элементов конструкции и бортового оборудования .......................................... 114
2.3.	Проектные критерии качества компоновки............. 119
2.3.1.	Анализ возможных нерасчетных взаимодействий бортового оборудования ................................ 119
2.3.2.	Исходная плотность компоновки................ 128
3.	Определение облика отсеков космического аппарата........ 130
3.1.	Выбор внешнего вида космического аппарата.......... 130
3.1.1.	Общие сведения............................... 130
3.1.2.	Выбор конструктивно-силовой схемы ........... 131
3.2.	Конструкции отсеков ............................... 135
3.2.1.	Классификация конструкций отсеков............ 135
3.2.2.	Силовые элементы, используемые при разработке конструктивно-силовой схемы отсека.................. 136
3.2.3.	Форма отсеков ............................... 139
3.3.	Компоновка герметичных отсеков .................... 140
3.3.1.	Компоновка приборных отсеков ................ 140
3.3.2.	Особенности компоновки отсека малого удлинения .... 140
3.3.3.	Особенности компоновки отсека большого удлинения . 142
3.3.4.	Компоновка приборов в деформируемых отсеках . 144
3.4.	Компоновка негерметичных отсеков................... 148
3.4.1.	Общие сведения............................... 148
3.4.2.	Ферменный отсек.............................. 152
3.4.3.	Компоновка негерметичных отсеков наноспутников ... 158
Оглавление
5
3.5.	Раскрывающиеся конструкции космических аппаратов........ 163
3.5.1.	Конструктивные элементы, раскрывающихся конструкций........................................ 163
3.5.2.	Механизмы раскрытия шарниров ............... 164
3.5.3.	Механизм раскрытия штанги с магнитометром .. 180
3.5.4.	Развертываемая стержневая система .......... 182
3.5.5.	Разворачиваемая телескопическая	балка....... 182
3.5.6.	Механизм развертывания ленты ............... 186
3.6.	Блочно-секционная компоновка ..................... 186
4.	Компоновка целевого оборудования....................... 191
4.1.	Назначение целевого оборудования ................. 191
4.1.1.	Мониторинг поверхности суши ................ 191
4.1.2.	Мониторинг водной поверхности и ее взаимодействия с атмосферой....................................... 192
4.1.3.	Мониторинг атмосферы Земли ................. 192
4.1.4.	Спутниковая связь .......................... 193
4.1.5.	Навигационные космические аппараты ......... 195
4.1.6.	Построение системы обзора .................. 196
4.1.7.	Получение новых материалов ................. 198
4.2.	Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку ............................................... 199
4.2.1.	Аппаратура для фотонаблюдений............... 199
4.2.2.	Телевизионное сканирующее оборудование ......212
4.2.3.	Инфракрасная аппаратура наблюдения...........213
4.2.4.	Особенности компоновки микроволнового радиометра .... 217
4.2.5.	Радиовысотомеры..............................226
4.2.6.	Радиолокационные системы наблюдения	.........228
4.2.7.	Системы спутниковой связи....................230
4.2.8.	Навигация....................................239
4.2.9.	Научно-технологическое оборудование..........246
4.2.10.	Компоновка бортового оборудования для внеатмосферной астрономии..................................252
4.2.11.	Запись и хранение на борту КА полученной информации ..............................................291
4.3.	Требования к компоновке	целевого оборудования......293
5.	Компоновка систем управления движением космического аппарата ................................................. 296
5.1.	Общие сведения об управлении движением космического аппарата................................................296
5.1.1.	Классификация	СУД ...........................296
5.1.2.	Активные СУД	и	требования, предъявляемые к ним.299
6
Оглавление
5.1.3.	Задачи, выполняемые БЦВК, состав и компоновка .302
5.1.4.	Пассивные системы ориентации и стабилизации ...303
5.2.	Компоновка бортового оборудования системы управления движением.................................................307
5.2.1.	Особенности компоновки гироскопических приборов ... 307
5.2.2.	Особенности компоновки ИКВ ....................308
5.2.3.	Компоновка электромеханических исполнительных органов...............................................309
5.3.	Компоновка двигателей системы управления движением ..320
5.3.1.	Классификация двигателей КА ...................320
5.3.2.	Структура системы исполнительных органов, работающих на жидком топливе ...............................321
5.3.3.	Требования, предъявляемые к компоновке	двигателей.322
5.3.4.	Варианты размещения двигателей.................322
5.3.5.	Крепление двигателей ..........................325
5.3.6.	Электрореактивные и ядерные двигатели	КА .333
5.3.7.	Компоновка топливных баков.....................341
5.3.8.	Варианты взаимного размещения баков............349
5.4.	Особенности компоновки системы управления движением малых космических аппаратов...............................350
6.	Компоновка радиотехнического комплекса управления космического аппарата...........................................357
6.1.	Структура и основные особенности систем радиоуправления.357
6.2.	Системы радиотехнической связи ......................359
6.3.	Управление сближением и стыковкой ...................361
6.4.	Радиотелеметрические системы.........................364
6.5.	Бортовые антенно-фидерные устройства.................367
6.6.	Одноэлементные антенны ..............................372
6.7.	Многоэлементные антенны..............................377
6.8.	Конструкции и механизмы раскрывающихся антенн........380
6.9.	Требования к компоновке антенн ......................395
7.	Компоновка оборудования системы генерирования электроэнергии ............................................. 398
7.1.	Общие сведения.......................................398
7.2.	Электрохимические источники тока ....................402
7.3.	Физические источники электроэнергии..................414
7.4.	Солнечные батареи ...................................415
7.5.	Космические ядерные энергоустановки..................444
7.6.	Компоновка радиоизотопных генераторов ...............453
Оглавление
7
8.	Компоновка системы терморегулирования....................455
8.1.	Цели и задачи системы обеспечения теплового режима .455
8.2.	Основные компоновочные элементы системы обеспечения теплового режима.........................................459
8.3.	Схема системы обеспечения теплового режима .........471
8.4.	Требования к размещению элементов системы обеспечения теплового режима.........................................473
9.	Компоновка системы соединения и разделения элементов конструкции космического аппарата ..........................479
9.1.	Общие сведения......................................479
9.2.	Пиромеханизмы.......................................481
9.3.	Толкатели, пирочеки и механизмы разрыва коммуникаций .... 493
9.4.	Требования к компоновке пиромеханизмов .............501
9.5.	Адаптеры системы соединения и разделения космического аппарата и ракеты-носителя ..............................503
10.	Основы автоматизации компоновки космических аппаратов ..510
10.1.	Цели и задачи автоматизации компоновки космических аппаратов................................................510
10.1.1.	Цели автоматизации ..........................510
10.1.2.	Задачи автоматизации ........................511
10.2.	Система компьютерных технологий компоновки космических аппаратов...........................................513
10.2.1.	Конструкторские САПР ........................516
10.2.2.	Инженерные САПР .............................516
10.2.3.	Технологические САПР ........................517
10.3.	Принципы автоматизации компоновки космических аппаратов ...................................................519
10.3.1.	Электронные геометрические модели ...........519
10.3.2.	Параметрическая компоновка КА................525
10.3.3.	Способы построения ЭГМ.......................528
10.3.4.	Компоновка с использованием электронных макетов .... 535
10.3.5.	Приемы автоматизации компоновки КА...........537
10.4.	Основные этапы автоматизации компоновки космических аппаратов................................................544
10.4.1.	Этапы компоновки ............................544
10.4.2.	Пример процесса автоматизации компоновки.....545
10.5.	Пример автоматизации компоновки системы управления движением малого космического аппарата ..................551
Контрольные вопросы ........................................560
Литература..................................................564
Предисловие ко второму изданию
Опыт использования перового издания учебного пособия студентами при выполнении курсовых и дипломных проектов по дисциплине «Космические летательные аппараты и разгонные блоки» и по направлению «Ракетостроение и космонавтика» показал, что пособие нуждается в дополнении. Кроме того, за время, прошедшее после выхода первого издания, в результате анализа большого количества материалов, доступных в сети Интернет, статей в журналах «Полет», «Вестник НПО им. Лавочкина», «Космическая техника и технология», а также материалов международных конференций, во второе издание включены новые разделы, графические и справочные материалы. В частности, добавлены: перечень основных нормативных документов, регламентирующих разработку космических аппаратов; пример оформления комплекта документации на малый космический аппарат; компоновка спутников связи и навигации; основные элементы раскрывающихся конструкций; конструкция и способы раскрытия солнечных батарей и антенн; компоновка космических аппаратов для астрономических исследований; компоновка микро- и наноспутников; конструкции механизмов разделения и терморегулирования; компоновка элек-трореактивных двигателей и источников электроэнергии.
Авторы выражают благодарность рецензентам: профессору МАИ А.А. Золотову и заместителю главного конструктора ОАО НПО «Машиностроение» А.И. Бурганскому за ценные указания, сделанные при рецензировании материала, подготовленного ко второму изданию.
Предисловие
В учебном пособии рассмотрены методология формирования внешнего вида космического аппарата, а также собраны основные критерии и принципы, применяемые при компоновке его бортового оборудования, которые необходимо знать начинающему конструктору. Приведены основные характеристики всех видов бортового оборудования: целевого, обслуживающего и вспомогательного. Особое внимание уделено вопросам автоматизации компоновочных работ с помощью компьютерных систем твердотельного параметрического моделирования.
Издание предназначено для студентов, обучающихся проектированию космических аппаратов и разгонных блоков.
Учебное пособие соответствует программам учебных дисциплин специальности «Космические летательные аппараты и разгонные блоки» по направлению «Ракетостроение и космонавтика».
Авторы выражают благодарность рецензентам А.И. Бурган-скому и А.А. Золотову, а также студентке И.А. Халоян и аспиранту С.А. Короткому кафедры «Аэрокосмические системы» за помощь в создании книги.
В гл. 1 изложены общие положения о компоновке космического аппарата, определен набор исходной технической документации, требуемой для выполнения компоновки. Описаны основные этапы компоновочных работ и виды компоновки.
Критерии оценки качества компоновки космического аппарата, методики их оценки сформулированы в гл. 2.
Вопросам выбора внешнего вида и формы отсеков космического аппарата, особенностям компоновки различных отсеков, а также блочно-модульной компоновке посвящена гл. 3.
Правила компоновки целевого оборудования, требования к компоновке целевых систем и особенности целевого оборудования, оказывающие влияние на компоновку, рассмотрены в гл. 4.
10	Предисловие
В гл. 5 изложены особенности компоновки систем управления движением (СУД): компоновки измерительной аппаратуры СУД и системы исполнительных органов СУД.
Вопросам компоновки обслуживающего бортового оборудования (радиотехнического комплекса управления космического аппарата, оборудования систем генерирования электроэнергии и терморегулирования, систем соединения и разделения элементов конструкции космического аппарата) посвящены гл. 6-9.
В гл. 10 даны основы автоматизированной компоновки с использованием современных компьютерных технологий.
Введение
Космический аппарат (КА) — летательный аппарат, предназначенный для выполнения исследовательских задач с помощью целевого оборудования в космическом полете высотой более 100 км от поверхности Земли.
Задачи, выполняемые КА, разнообразны: космические телевидение, связь, метеорология, мониторинг поверхности Земли (поиск полезных ископаемых, обнаружение очагов пожара в труднодоступных местах, проблемы сельского хозяйства), определение координат кораблей и самолетов (например, системами ГЛОНАСС, GPS) и т. д. В пилотируемых полетах от одного-двух витков перешли к полетам в тысячи витков, от спутника массой десятки килограммов — к многотонным космическим станциям. Космические аппараты, посланные с Земли, исследуют Луну, Марс, Венеру, Юпитер и дальний космос. Разработаны и совершают полеты в космос крылатые космические корабли многоразового использования. Многие задачи, имеющие большое промышленно-хозяйственное значение, выполняются малыми космическими аппаратами (МКА).
Постоянная необходимость в создании новых КА вызвана появлением:
•	новых технических возможностей, реализация которых значительно повышает тактико-технические и экономические показатели КА и приводит к непрерывному моральному старению существующих КА;
•	новых задач, решение которых на существующих КА невозможно, поскольку ограничено время их существования, недостаточны совершенны технические характеристики и т. п.
Один из важнейших этапов создания нового КА — его компоновка.
Для реализации целевых задач КА снабжен комплексом бортового оборудования, состоящего из узлов и агрегатов, которые
12
Введение
выполняют определенные функциональные задачи. Бортовое оборудование подразделяется на целевое, выполняющее заданную целевую задачу, и обеспечивающее (служебное), необходимое для выполнения целевой задачи.
Компоновка бортового оборудования КА — объединение элементов конструкции (отсеков, агрегатов, узлов) и приборов бортового оборудования в систему, предназначенную для выполнения в течение заданного времени функциональных задач КА, определяемых его назначением.
Компоновка — не формальный этап разработки КА, а сложный творческий процесс, заключающийся в создании оригинальной конструкции КА, служащего для реализации предъявляемых к нему требований. Компоновку осуществляют с учетом опыта конструктора, а также новейших достижений науки и техники.
При выполнении компоновки формируются тактико-технические и эксплуатационные характеристики КА, что требует проведения глубокого анализа возможных рациональных вариантов компоновки, особенно на начальных этапах работы.
Компоновка включает:
•	определение состава бортового оборудования КА;
•	выбор геометрической формы корпуса КА;
•	разделение (декомпозицию) корпуса на отсеки, агрегаты и узлы;
•	рациональное размещение оборудования в корпусе и отсеках.
Внешний вид КА обусловлен конструктивно-компоновочной схемой, выбор которой проводят исходя из приборного состава оборудования, требований к его герметичности, прочностным и динамическим характеристикам. При выборе конструктивно-компоновочной схемы важна аэродинамическая форма КА.
Процесс компоновки КА и его отсеков представляет собой процесс синтеза системы с большим количеством элементов и связей. Отличительная особенность любой системы — наличие интегративного свойства, т. е. свойства, присущего только системе в целом, а не выводимого из свойств составляющих систему частей. Конструктивная задача компоновки КА как системы с заданными интегративными свойствами — инженерная задача второго уровня с множеством допустимых решений.
При отсутствии автоматизации процесс разработки рационального варианта компоновки занимает длительное время, поскольку инженер-проектировщик должен увязать большое число противо
Введение
13
речивых требований и ограничений, на что необходимо много времени, поэтому в настоящее время внедряются автоматизированные методы компоновки.
Причины, вызывающие необходимость автоматизации проектно-компоновочных работ, обусловлены тем, что за последнее время эффективность труда в сфере производства по сравнению с проектными работами значительно возросла. Также практически исчерпаны возможности выполнения увеличивающегося объема проектных работ за счет роста количества конструкторов, которое в настоящее время сокращается. Кроме того, организация целенаправленной деятельности большого числа специалистов и конструкторов в рамках традиционных форм и методов ведения проектно-конструкторских работ превращается в сложную организационную проблему.
Использование ЭВМ в процессе проектирования компоновки КА обеспечивает:
•	сбор, анализ и обработку информации о характеристиках прототипов проектируемого КА и бортового оборудования для выполнения требуемой целевой задачи;
•	создание многофункциональной базы данных о КА и его оборудовании с выполненными вариантами компоновок целевого и обеспечивающего оборудования с учетом различных проектных критериев компоновки;
•	выбор рациональных вариантов компоновок для дальнейшего проектирования и реализации главных проектных критериев компоновки;
•	выпуск комплекта чертежей и схемно-текстовой проектной технической документации на проектируемый КА и его оборудование.
Автоматизацию проектных работ по компоновке КА на базе компьютерных технологий осуществляют путем взаимодействия человека и ЭВМ, причем весьма важен принцип эргодичности, т. е. возможность для инженера-проектировщика играть активную роль в человеко-машинной системе.
Для автоматизированного проектирования КА конструктору необходимо знать главные и проектные критерии компоновки, которые зависят от условий функционирования КА, а также особенности и основные принципы компоновки бортового оборудования, которые во многом обусловлены техническими характеристиками и принципами функционирования этих систем.
Принятые сокращения
ААР — активная антенная решетка
АВУ — астровизирующее устройство
АДД — аналоговый датчик давления
АИМ — амплитудно-импульсная модуляция
АПСН — аппаратура потребителя спутниковой навигации
АФАР — активная фазирующая антенная решетка
АФУ — антенно-фидерное устройство
БВК — бортовой вычислительный комплекс
БГО — бесплатформенный гироскопический ориентатор
БИУС — бортовой измеритель угловой скорости
БКУ — бортовой комплекс управления
БСК — блок сигналов и команд
БЦВК — бортовой цифровой вычислительный комплекс
БЦВМ	— бортовая цифровая вычислительная машина
ВВ	— взрывчатое вещество
ВИМ	— временно-импульсная модуляция
ГМП	— гибридно-модульный преобразователь
ГПО	— гиростабилизированный прибор ориентации
ГУ	— гироскопическое устройство
ДЖС	— двигатели жесткой стабилизации
ДМ	— двигатель-маховик
ДМС	— двигатели мягкой (малой) стабилизации
ДУ	— двигательная установка
ЕНВВФ — единые нормы внешних воздействующих факторов
ЖРД	— жидкостный ракетный двигатель
ИК	— инфракрасный
ИКВ	— инфракрасная вертикаль
ИКПМВ — инфракрасный построитель местной вертикали
ИКСА	— инфракрасная сканирующая аппаратура
ИП	— измерительный пункт
ИУС	— измеритель угловой скорости
КА	— космический аппарат
Принятые сокращения
15
квц	— координационно-вычислительный центр
кди	— конструкторско-доводочные испытания
КИА	— контрольно-измерительная аппаратура
КИК	— командно-измерительный комплекс
кпэо	— комплексный план экспериментальной отработки
КС	— космическая среда
лки	— летно-конструкторские испытания
лс	— линия связи
мдш	— малоимпульсный детонирующий шнур
МКА	— малый космический аппарат
МНА	— малонаправленная антенна
МСУ	— многоканальное сканирующее устройство
НИР	— научно-исследовательские работы
НКУ	— наземный комплекс управления
нэо	— наземная экспериментальная отработка
оду	— основная двигательная установка
ОКР	— опытно-конструкторские работы
ОНА	— остронаправленная антенна
ОТУ	— общее техническое условие
ОЭА	— оптико-электронная аппаратура
ОЭАН	— оптико-электронная аппаратура наблюдения
пвк	— прибор выдачи команд
ПВУ	— программно-временное устройство
пгп	— прибор геомагнитного поля
пгпо	— прецизионная гиростабилизированная платформа ориентации
ПЗС	— прибор с зарядовой связью
ПЗУ	— постоянное запоминающее устройство
пмо	— программно-математическое обеспечение
пси	— приемо-сдаточные испытания
РВВ	— радиовысотомер вертикаль
РДТТ	— реактивный двигатель твердого топлива
РЛС	— радиолокационная станция
РДПУ	— радиоприемное устройство
РПРУ	— радиопередающее устройство
РСА	— радиолокатор с синтезированной апертурой
РСПИ	— радиосистема передачи информации
РТК	— радиотехнический комплекс
РТО	— радиационный теплообменник
РТС	— радиотелеметрическая система
САПР	— система автоматизированного проектирования
САС	— срок активного существования
САУ	— система автоматического управления
16
Принятые сокращения
свдз	— спектрометр видимого диапазона зондирования
сгэ	— система генерирования электроэнергии
сдк	— система доплеровской коррекции
сжо	— система жизнеобеспечения
сио	— система исполнительных органов
сктк	— система компьютерных технологий компоновки
со	— система ориентации
СОТР	— система обеспечения теплового режима
СПУ	— система полуавтоматического управления
сс	— система стабилизации
сскм	— система сброса кинетического момента
ссн	— система спутниковой навигации
СТР	— система терморегулирования
СУД	— система управления движением
ттз	— тактико-техническое задание
тэг	— термоэлектрический генератор
тэмг	— термоэмиссионный генератор
УДМ	— управление двигателем-маховиком
УИВК	— управляющий информационно-вычислительный комплекс
УКЗ	— удлиненный кумулятивный заряд
УКК	— устройство кодирования каналов
УКП	— универсальная космическая платформа
УРК	— устройство разделения каналов
УУК	— устройство уплотнения каналов
ЦБК	— центральный бортовой компьютер
чим	— частотно-импульсная модуляция
ШИМ	— широтно-импульсная модуляция
эвв	— эластичное взрывчатое вещество
эвти	— экранно-вакуумная теплоизоляция
эгм	— электронная геометрическая модель
эмио	— электромеханический исполнительный орган
эмсс	— электромеханическая система стабилизации
эоп	— электронно-оптический преобразователь
эпк	— электропневмоклапан
эхит	— электрохимический источник тока
ФАР	— фазированная антенная решетка
ЧТУ	— частное техническое условие
ЯЭУ	— ядерная энергоустановка
1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ О КОМПОНОВКЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
1.1. Документы, регламентирующие
космическую деятельность
При разработке КА, планировании и проведении на нем экспериментальных работ разработчик должен руководствоваться следующими документами.
1.	Закон РФ от 20 августа 1993 г. № 5663-1 О космической деятельности (с изменениями и дополнениями).
Настоящий Закон направлен на обеспечение правового регулирования космической деятельности в целях развития экономики, науки и техники, укрепления обороны и безопасности Российской Федерации и дальнейшего расширения международного сотрудничества Российской Федерации.
В Российской Федерации исследование и использование космического пространства, в том числе Луны и других небесных тел, являются важнейшими приоритетами государственных интересов (преамбула в ред. Федерального закона от 29.11.1996 № 147-ФЗ).
2.	Основные положения основ государственной политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030 года и дальнейшую перспективу от 19 апреля 2013 г. № Пр-906.
Настоящими Основами определяются государственные интересы, принципы, главные цели, приоритеты и задачи государственной политики Российской Федерации в области исследования, освоения и использования космического пространства, включая международное сотрудничество в данной сфере.
18
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
3.	ГОСТ Р 52017—2003. Аппараты космические. Порядок подготовки и проведения космического эксперимента.
Настоящий стандарт устанавливает порядок подготовки и проведения космических экспериментов, сбора, обработки, хранения и использования материалов космических экспериментов научного, социально-экономического и коммерческого назначения, проводимых на пилотируемых и автоматических космических аппаратах, входящих в состав пилотируемого космического комплекса, создание которых полностью или частично финансируется из средств федерального (регионального) бюджета.
Порядок подготовки и проведения коммерческих и зарубежных экспериментов, проводимых на пилотируемом космическом комплексе, дополнительно определяют условия контрактов и соответствующих международных договоров (соглашений).
4.	ГОСТ 19.201—78, Р55996—2014. Техническое задание, требования к содержанию и оформлению.
Техническое задание на проектирование космического аппарата (разрабатывается заказчиком) и технические задания разрабатываемые головным разработчиком КА для изготовления комплектующих изделий, должны быть выполнены в соответствии с настоящим стандартом.
5.	ГОСТ 2.102—2013 ЕСКД. Виды и комплектность конструкторских документов.
Техническая документация на изготовление КА выполняется в соответствии с ГОСТ 2.102-2013 ЕСКД. Виды и комплектность конструкторских документов. Межгосударственный стандарт. Единая система конструкторской документации. Виды и комплектность конструкторских документов.
Настоящий стандарт устанавливает виды и комплектность конструкторских документов на изделия всех отраслей промышленности. Стандарт устанавливает общие положения по целевому назначению, области распространения, классификации и обозначению стандартов, входящих в комплекс Единой системы конструкторской документации (ЕСКД), а также порядок их внедрения.
6.	ГОСТ 2.002—72. Требования к моделям, макетам и темплетам, применяемым при проектировании.
Настоящий стандарт распространяется на макеты, модели, применяемые в процессе макетного метода проектирования, и на
1.1. Документы, регламентирующие космическую деятельность 19
темплеты, применяемые при методе плоскостного макетирования проектных решений, и устанавливает основные термины и их определения, масштабы и правила изображения макетов, моделей и темтлетов (изделий, зданий, сооружений и их составных элементов), применяемых при разработке проектов промышленных предприятий, опытно-промышленных установок и сооружений.
7.	ГОСТ 2.051—2006. Электронные документы.
Устанавливает общие требования к выполнению электронных конструкторских документов изделий машиностроения и приборостроения.
8.	ГОСТ 2.004—88. Общие требования к выполнению конструкторских и технологических документов на печатающих и графических устройствах вывода ЭВМ.
Распространяется на конструкторские документы изделий всех отраслей промышленности, технологические документы изделий машиностроительной и приборостроительной промышленности, а также проектную документацию для строительства и устанавливает требования к выполнению конструкторских, технологических и проектных документов на бумажных носителях, получаемых с использованием устройств вывода ЭВМ.
При выборе конструкционных материалов и средств защиты КА от воздействия космической среды необходимо пользоваться данными требованиями.
9.	ГОСТ Р 25645.167—2005. Космическая среда (естественная и искусственная). Модель пространственно-временного распределения плотности потоков техногенного вещества в космическом пространстве.
Устанавливает модель пространственно-временного распределения плотности потоков техногенного вещества размером более 0,1 см на удалении от поверхности Земли от 200 до 2 000 км в произвольный момент времени с 2000 по 2025 г. Стандарт предназначен:
•	для использования в расчетах при определении условий функционирования и полета космических аппаратов в околоземном пространстве;
•	разработки мероприятий по обеспечению экологической безопасности при создании и эксплуатации орбитальных средств;
•	обоснования и оценки эффективности мероприятий и рекомендаций, направленных на ослабление антропогенного воздействия на космическую среду;
20
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
•	обоснования параметров и условий применения наземной и бортовой аппаратуры, предназначенной для измерения характеристик техногенного вещества в околоземном космическом пространстве.
10.	ГОСТ Р 53802—2010. Системы и комплексы космические. Термины и определения.
Определения и сокращения, применяемые в разрабатываемой технической документации, должны соответствовать ГОСТу.
Термины, установленные настоящим стандартом, рекомендуется применять при разработке, производстве и эксплуатации космической техники, а также во всех видах документации.
Приведенные определения можно при необходимости изменять, вводя в них производные признаки, раскрывая значения используемых в них терминов, указывая объекты, входящие в объем определяемого понятия. Изменения не должны нарушать объем и содержание понятий, определенных в данном стандарте.
11.	ГОСТ Р 52925—2008. Изделия космической техники. Общие требования к космическим средствам по ограничению техногенного засорения околоземного космического пространства.
Настоящий стандарт распространяется на изделия космической техники научного и социально-экономического назначения — системы, комплексы, образцы, аппаратуру, технологическую продукцию и др. изделия, а также на программный продукт и устанавливает требования к содержанию, построению, оформлению, порядку согласования, утверждения и внесению изменений:
•	технического задания заказчика на выполнение опытноконструкторских работ по созданию (модернизации) изделий;
•	технического задания заказчика на выполнение опытноконструкторских работ по созданию (модернизации) программного продукта для вычислительных машин, предназначенных для эксплуатации в наземных условиях;
•	технического задания головного исполнителя ОКР по созданию (модернизации) составной части изделия.
Настоящий стандарт применяется при создании, производстве и эксплуатации изделий космической техники по международным договорам и в ходе реализации международных проектов и программ
1.2. Документы, регламентирующие правовые аспекты...
21
при условии согласия всех заинтересованных сторон, а также в случаях, когда его применение предписано требованиями технического задания на выполнение работ.
12.	ГОСТ РВ 2039.304—98. Аппаратура, приборы, устройства и оборудование военного назначения. При разработке КА, имеющего оборонное значение, бортовая аппаратура компонуется в соответствии с ГОСТом.
Он устанавливает классификацию, номенклатуру, характеристики и значения технических требований к аппаратуре, приборам, устройствам и оборудованию по стойкости, прочности и устойчивости к внешним воздействующим факторам (механическим, климатическим, биологическим и специальным средам) в соответствии с условиями их применения в составе объектов вооружения и военной техники. Область распространения и сфера действия стандарта установлены в ГОСТ РВ 20.39.301. Порядок и методы испытаний на соответствие аппаратуры требованиям, заданным в настоящем стандарте, приведены в ГОСТ РВ 20.57.305, ГОСТ РВ 20.57.306 и ГОСТ РВ 20.57.307.
13.	ГОСТ 25645.101—83. Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для баллистических расчетов искусственных спутников Земли.
Устанавливает модель плотности, методику расчета и значения средней плотности верхней атмосферы Земли и ее предельных отклонений в диапазоне высот от 120 до 1500 км для различных уровней солнечной активности при неопределенности даты и времени запуска искусственного спутника Земли.
1.2	. Документы, регламентирующие правовые аспекты использования космического пространства
1.	Правовой режим космического пространства и небесных тел установлен серией резолюций Генеральной Ассамблеи ООН (1721 (XVI) от 20 декабря 1961 г., 1802 (XVII) от 14 декабря 1962 г., 1884 (XVIII) от 17 декабря 1963 г. и др.) и Договором о принципах деятельности государств по исследованию и использованию космического пространства, включая Луну и другие небесные тела (1967) (Договор по космосу), а также Соглашением о дея
22
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
тельности государств на Луне и других небесных телах (1979) (Соглашение о Луне).
2.	Принципы, касающиеся дистанционного зондирования Земли из космического пространства. Приняты резолюцией 41/65 Генеральной Ассамблеи ООН от 3 декабря 1986 года.
Термин «дистанционное зондирование» означает зондирование поверхности Земли из космоса с использованием свойств электромагнитных волн, излучаемых, отражаемых или рассеиваемых зондируемыми объектами, с целью лучшего распоряжения природными ресурсами, совершенствования землепользования и охраны окружающей среды.
Термин «деятельность по дистанционному зондированию» означает эксплуатацию космических систем дистанционного зондирования, станций по приему и накоплению первичных данных и деятельность по обработке, интерпретации и распространению обработанных данных.
3.	Соглашение о создании международной системы и организации космической связи «Интерспутник» (с изменениями на 30 ноября 1996 года).
Договаривающиеся Стороны,
•	признавая необходимость содействия укреплению и развитию всесторонних экономических, научно-технических, культурных и других отношений посредством осуществления связи, а также радио- и телевизионного вещания через искусственные спутники Земли;
•	признавая полезность сотрудничества в теоретических и экспериментальных исследованиях, а также в проектировании, создании, эксплуатации и развитии международной системы связи через искусственные спутники Земли;
•	в интересах развития международного сотрудничества на основе уважения суверенитета и независимости государств, равноправия, невмешательства во внутренние дела, а также взаимной помощи и взаимной выгоды;
•	исходя из положений резолюции 1721 (XVI) Генеральной Ассамблеи Организации Объединенных Наций и Договора о принципах деятельности государств по исследованию и использованию космического пространства, включая Луну и другие небесные тела, от 27 января 1967 г.
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА 23
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА
1.3.1. Техническое задание
Существуют следующие формы выдачи технического задания (ТЗ).
1. Заказчик объявляет конкурс на разработку космической системы. Выдает задание на проектирование КА, в котором определяются задачи, которые он должен выполнять.
В задании указывается состав целевого оборудования и его основные характеристики, технико-экономические требования, этапы создания КА, требования к сырью, материалам, комплектующим изделиям, к учебно-тренировочным средствам по управлению КА в процессе полета.
2. На основании анализа потребностей рынка (научные проблемы, хозяйственные, прикладные и т. п.) предприятие-разработчик начинает разработку космической системы. На основании анализа разрабатывается ТЗ на проектирование КА, содержащее все выше перечисленные требования. Одновременно ведется поиск возможных потребителей проектируемого комплекса.
В соответствии с ТЗ предприятие — разработчик КА определяет предприятия-смежников и выдает им частные задания на разработку отдельных систем бортового оборудования КА, а также на наземную контрольно-проверочную аппаратуру и др. средства, обеспечивающие изготовление и запуск КА.
Структура ТЗ определяется ГОСТ Р 55996-2014, а для КА, выполняющих военно-прикладные задачи, — дополнительными требованиями военного заказчика.
Настоящий стандарт распространяется на изделия космической техники научного и социально-экономического назначения — системы, комплексы, образцы, аппаратуру, техническую продукцию и др. изделия, а также на программный продукт (далее изделия) и устанавливает требования к содержанию, оформлению, порядку согласования, утверждения и внесению изменений:
-	заказчика на выполнение опытно-конструкторских работ по созданию (модернизации) изделия;
-	заказчика на выполнение опытно-конструкторских работ по созданию (модернизации) программного продукта для вычислительных машин, предназначенных для эксплуатации в наземных условиях;
-	головного исполнителя опытно-конструкторских работ ОКР по созданию (модернизации) составной части изделия.
24
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
Техническое задание на выполнение (ОКР) должно состоять из следующих разделов:
•	наименование, шифр изделия, основание, исполнитель, сроки выполнения ОКР;
•	цель выполнения ОКР, наименование и индекс изделия;
•	технические требования к изделию;
•	технико-экономические требования;
•	требования каталогизации;
•	требования к видам обеспечения;
•	требования к сырью, материалам и комплектующим изделиям межотраслевого применения;
•	требования к консервации, упаковке и маркировке;
•	требования к учебно-проектировочным средствам;
•	специальные требования;
•	этапы выполнения ОКР;
•	порядок выполнения и приемки этапов ОКР.
В зависимости от особенностей программы или программного изделия допускается уточнять содержание разделов, вводить новые разделы или объединять отдельные из них.
Техническое задание является основополагающим документом для создания проектной технической документации на КА и его оборудование, изготовление и запуск. ТЗ подписывают Главный конструктор разработчика системы оборудования и утверждает Главный конструктор разработки комплекса.
1.3.2.	База данных компоновок существующих прототипов КА
В настоящее время создано большое количество как отечественных, так и зарубежных КА, каждый из которых имеет свою компоновку и свои конструктивные решения, зависящие от его класса. Существует множество признаков, по которым классифицируют КА (рис. 1.1). Перечислим наиболее общие.
По способу управления КА подразделяют на пилотируемые и автоматические (беспилотные). К пилотируемым КА относятся:
•	одноразовые КА многоцелевого назначения типа «Союз» (рис. 1.2), «Аполлон», «ШеньЧжоу»;
•	долговременные орбитальные пилотируемые станции типа «Алмаз», «Салют», «Мир» (рис. 1.3), «Скайлэб», МКС;
•	спускаемые (возвращаемые) КА типа «Союз» (рис. 1.4), командный модуль КА «Аполлон», возвращаемый аппарат ТКС;
•	многоразовые воздушно-космические системы «Буран» (рис. 1.5), «Спейс Шаттл».
Рис. 1.1. Классификация КА
1-------1.....г.... —1
Малые космические аппараты (МКА)	Автоматические орбитальные станции	Многоцелевые КА	Искусственные спустники Земли
26
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
Рис. 1.2. Компоновочная схема КА «Союз-13»:
/ — спускаемый аппарат: 2 — бытовой отсек: 3 — шлюз: 4 — обсерватория «Орион-2»; 5 — блистер; 6 — приборо-агрегатный отсек; 7 — комбинированная двигательная установка; 8 — солнечные батареи
Рис. 1.3. Компоновочная схема базового блока орбитальной станции «Мир»:
/ — стыковочный агрегат: 2 — узел подстыковки манипулятора; 3 — переходной отсек; 4 — привод разворота солнечной батареи; 5 — обеспечивающее бортовое оборудование: 6 — индивидуальная кабина; 7 — отсек личной гигиены: 8 — двигатели системы ориентации; 9 — агрегатный отсек; 10 — стыковочный узел: 11 — бегущая дорожка; 12 — шлюзовая камера; 13 — стол: 14 — велоэргометр: 15 — устройство для измерения массы тела: 16 — центральный пост управления; 17 — гироплата
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА 27
Рис. 1.4. Компоновочная схема С А «Союз»:
/ — переносной светильник с автономным питанием; 2 — кабинный динамик; 3 — светильник рабочего освещения; 4 — пульт управления радиостанциями; 5 — штурвал крышки люка-лаза; 6 — крышка люка-лаза; 7 — светильник киноосвещения; 8 — командно-сигнальное устройство; 9 — телекамера; 10 — приборная панель пульта: // — визир-ориентатор; /2, 16— приборы и агрегаты; 13 — ручки управления кораблем; 14 — иллюминатор; 15 — кресло космонавта; 17 — стойка кресла; 18 — парашютный контейнер
Корабли серии «Союз» (см. рис. 1.2) применяются для пилотируемых полетов и для доставки экипажей на орбитальные станции «Салют», «Мир» и МКС. Модификация корабля «Союз» используется как транспортный корабль «Прогресс» для доставки грузов на орбитальные станции:
28
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
Параметры корабля «Союз»:
масса, т ............................. 6,650
наклонение орбиты, град........51,6	(51,59)
период обращения, мин........ 88,86	(89,25)
перигей орбиты, км........... 193,3	(226,8)
апогей орбиты, км............ 272,7	(272,6)
Базовый блок — первый компонент космической орбитальной станции «Мир» (см. рис. 1.3). Основу блока составляет герметичный отсек с центральным постом управления и средствами связи. Он снабжен переходным отсеком, который может использоваться как шлюз для выхода космонавтов в открытый космос. На отсеке установлены пять стыковочных портов для приема транспортных кораблей. Энергообеспечение производится благодаря двум панелям солнечных батарей, установленных на наружной поверхности блока. В негерметичном отсеке, расположенном за рабочим отсеком, размещаются два двигателя с тягой 300 кгс каждый, баки с топливом, снаружи на отсеке установлена антенна для связи с Землей. В рабочем отсеке имеются две каюты для экипажа, кают-компания, устройства для подогрева пищи, беговая дорожка и велоэргометр.
Рис. 1.5. Многоразовый транспортный космический аппарат «Буран» (конструктивно-силовая схема)
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА 29
Спускаемый аппарат предназначен для возвращения космонавтов на Землю после окончания полета (см. рис. 1.4).
Многоразовый транспортный пилотируемый КА «Буран» (см. рис. 1.5) предназначен для доставки на орбиту и возвращения на Землю больших по массе грузов. Корабль выполнен по «самолетной» схеме. Старт корабля вертикальный на ракете-носителе «Энергия», посадка — на колеса на аэродром. В носовой части расположена кабина экипажа, она имеет два этажа, в верхнем — рабочая зона, в нижнем — бытовая. За кабиной расположены грузовой отсек и шлюзовая камера.
Характеристики корабля: стартовая масса, т ........................ 105
в том числе масса полезного груза, т ........30
посадочная масса, т..........................82
экипаж, чел ..................................2
максимальный вес (без катапультных кресел), т . 10
продолжительность полета, сут.................7
с дополнительными баками ....................30
диапазон наклонения орбит, град.........50...	110
высота орбиты, км:
рабочая круговая .................... 250...500
максимальная............................ 1000
общая длина, м ...........................36,37
ширина фюзеляжа (максимальная) .............5,5
высота на стоянке ....................... 16,35
размах крыла .............................23,92
Автоматические КА совершают полет в автоматическом или телеуправляемом режимах; это межпланетные КА, спутники, предназначенные для решения промышленно-хозяйственных задач, специальные КА для военно-прикладных задач и МКА различного назначения.
По роду решаемых задач КА классифицируют:
•	на спутники связи, с помощью которых передают телевизионные сигналы, телефонные и радиопереговоры; по роду обслуживаемого района такие спутники бывают локальными — работающими с определенными пунктами связи, региональными — обслуживающими заданные регионы, и глобальными — обслуживающими земной шар (например, «Экран» (рис. 1.6), «Радуга», «Горизонт» и др.);
•	спутники дистанционного зондирования Земли, осуществляющие мониторинг ее поверхности в различных диапазонах электромагнитных волн (с помощью радио- или фотоаппаратуры), например «Алмаз», «Океан» и др.;
30
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
Рис. 1.6. Компоновочная схема спутника связи «Экран»:
/ — датчик солнечной ориентации; 2 — корректирующая установка; 3 — радиатор терморегулирования; 4 — пневмосистема; 5 — оптические датчики системы ориентации и стабилизации; 6 — солнечная батарея; 7 — передающая антенна;
8 — антенны командно-измерительной системы; 9 — штыревая антенна
•	навигационные спутники, обеспечивающие определение координат положения пользователей (людей, кораблей, самолетов, автомобилей и КА), например ГЛОНАСС, «Надежда» и др.;
•	метеорологические спутники, фотографирующие облачность, покрывающую Землю, и передающие эту информацию в центры обработки, на основании полученной информации составляющие прогноз погоды, например «Метеор» (рис. 1.7) и др.;
•	научные спутники — для решения научных и промышленно-хозяйственных задач, например космический телескоп им. Э. Хаббла, спутник «Протон-4» (рис. 1.8) и др.;
•	межпланетные аппараты, проводящие исследования других планет и дальнего космоса, например «Луна-24» (рис. 1.9), «Марс-3» (рис. 1.10), «Венера», «Фобос» и др.;
•	разгонные блоки, предназначенные для выведения и выполнения маневров по доставке полезных нагрузок на рабочие орбиты и в точки стояния, например «ДМ» (рис. 1.11) и др.;
•	транспортные корабли, предназначенные для обслуживания орбитальных станций (доставки расходных материалов, смены экипажа и маневров по коррекции): «Прогресс», ATV, HTV и др.
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА 31
Рис. 1.7. Спутник «Метеор»:
/ — привод системы ориентации солнечных батарей; 2 — панели солнечных батарей; 3 — аппаратура контроля орбиты; 4 — антенны; 5 — телевизионные камеры; 6 — магнитометр; 7 — приемное устройство актинометрической аппаратуры; 8 — приемное устройство инфракрасной аппаратуры
Общие технические характеристики ИСЗ «Метеор» (см. рис. 1.7).
1.	Конструктивно контейнер ИСЗ «Метеор» представлял собой цилиндр диаметром 1,1 м и общей высотой — 3,3 м. Ширина ИСЗ с раскрытыми СБ — около 8 м.
2.	Полный вес ИСЗ «Метеор» с СБ (полетный вес) — 1280 кг.
3.	Средняя потребляемая мощность за виток — до 280 Вт.
4.	Точность ориентации контейнера ИСЗ по осям крена и тангажа — не хуже ±2,5°, по оси рысканья — не хуже ±3,5°.
5.	Максимальная угловая скорость отклонения осей ориентации ИСЗ не превышала 0,05 %.
6.	ТВ-аппаратура давала возможность получать информацию о распределении облачного и ледового покровов с освещенной территории земного шара. При этом мгновенное поле одной ТВ-камеры составляло 38><38 град, что при скорости фотографирования 2 полукадра в минуту и высоте орбиты 900 км давало ширину полосы захвата земной поверхности 1420 км (для высоты орбиты 650 км — соответственно 1000 км). Размер элемента изображения на местности (в надире) составлял 1,8x1,8 км2 для высоты орбиты 900 км и 1,25x1,25 к\Г для высоты 650 км соответственно.
32
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
7.	ИК-аппаратура работала в спектральном диапазоне 8... 12 мк, что позволяло получать информацию телевизионного типа как с освещенной, так и с неосвещенной сторон земного шара. Ширина полосы захвата земной поверхности у ИК-аппаратуры составляла 1600 км при разрешающей способности в надире 25x25 км2 для высоты орбиты 900 — 1000 км и 15x15 км2 — для высоты 650 км соответственно.
8.	Узкоугольный прибор актинометрической аппаратуры работал в спектральных диапазонах 0,3.. .3 мкм, 3.. .30 мкм и 8... 12 мкм. Элементарный угол зрения узкоугольного прибора 4x5° при полном угле сканирования ±90°. Обрабатываемая полоса захвата по земному шару ±2000 км для высоты орбиты 900 км и ±1000 км для высоты 650 км соответственно. Актинометрическая аппаратура позволяла измерять интенсивность потоков радиации системы Земля — атмосфера.
Метеорологическая аппаратура ИСЗ «Метеор» включала телевизионную, инфракрасную и актинометрическую аппаратуру.
Необходимо отметить, что для анализа и прогноза погоды наибольший интерес представляют:
-	распределение облачности снежного покрова и ледяных полей;
-	температура подстилающей поверхности и верхней границы облаков;
-	составляющие радиационного баланса земной поверхности и атмосферы;
-	вертикальное распределение температуры и влажности в атмосфере;
-	зоны выпадения осадков, их интенсивность;
-	распределение очагов грозовой деятельности и др.
Спутник «Экран» (см. рис. 1.6) обеспечивает круглосуточное телевизионное вещание и радиовещание.
Характеристики спутника: масса спутника, кг............................ 2	000
габариты, мм ...................... 7650х7630х12	500
орбита.............................. геостационарная
подспутниковая точка, градусов в. д.............. 90
ресурс, лет ...................................... 3
мощность передатчика, Вт........................ 300
мощность, подводимая к антенне, Вт ............. 200
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА 33
Такие характеристики позволяют осуществлять прием на сравнительно небольшие и недорогие приемные станции. Также, исходя из задачи удешевления земных станций, выбран и рабочий диапазон 0,62...0,79 ГГц, совмещенный с диапазоном наземного вещания. Системы спутникового телевещания разворачиваются в маленьких населенных пунктах. Появились приемные станции и на судах, работающих на перевозках по Северному морскому пути. Первые «Экраны» были оборудованы одним транспондером и осуществляли трансляцию первой программы Центрального телевидения. Международные правила, регламентирующие уровень сигнала на территории сопредельных государств в рабочем диапазоне и невозможность создания антенны с требуемыми характеристиками, не позволили расширить зону обслуживания спутниковой системы, как это планировалось ранее.
Рис. 1.8. Компоновочная схема научного спутника «Протон-4»:
1 — панели солнечного источника питания; 2 — датчики магнитной индукции: 3 — исполнительные органы системы демпфирования; 4 — контейнер с химическими батареями; 5 — панель с аппаратурой автоматики и управления; 6 — радиатор;
7 — датчик солнца; 8 — приборный контейнер; 9 — комплекс научной аппаратуры
КА «Протон» — тяжелый научный спутник (см. рис. 1.8). Запущено четыре таких спутника. Цель запусков — исследование частиц высоких и сверхвысоких энергий. В частности, запущенный в 1968 г. космический корабль «Протон-4» исследовал первичные космические лучи высоких энергий и энергетический спектр электронов высокой энергии.
34
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
Характеристики спутника: назначение ............................... изучение	природы
космических частиц тип ракеты-носителя ......................УР-500	(2 ступени)
УР-500К (3 ступени)
масса на орбите, кг....................... 8300, 16 000
масса научной аппаратуры, кг.............. 3500, 12 500
время работы на орбите, сут...............45, 100
параметры орбиты: высота перигея, км......................... 190,	250
высота апогея, км................... 600, 500
угол наклонения, град............... 63,5, 65,0
Автоматическая межпланетная станция «Луна-24» (см. рис. 1.9) предназначена для изучения Луны, забора и доставки лунного грунта на Землю. Станция была запущена с космодрома Байконур 9 августа 1976 года. Доставила на Землю керн Лунного грунта длиной 160 см и массой 170 г. Анализ результатов этого полета впервые дал убедительное доказательство наличия на Луне воды.
Рис. 1.9. Межпланетный аппарат «Луна-24»:
/ — антенна; 2 — приборный отсек ракеты; 3 — топливный бак ракеты; 4 — управляющее сопло: 5 — приборный отсек посадочной ступени; 6 — двигательная установка посадочной ступени: 7 — топливный бак: 8 — телефотометр; 9 — штанга бурового механизма; 10 — буровой механизм; 11 — спускаемый аппарат
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА 35
Рис. 1.10. Межпланетный аппарат «Марс-3»:
1	— спускаемый аппарат; 2 — остронаправленная параболическая антенна; 3 — антенна научной аппаратуры «Стерео»; 4 — магнитометр; 5 — приборный отсек; 6 — корректирующий и тормозной двигатели; 7 — оптикоэлектронные приборы СО; 8 — оптико-электронный прибор системы автономной навигации; 9 — блок баков ДУ; 10 — панель солнечной батареи;
11	— радиатор СТР
5	6	7
Общая масса КА «Марс-3» (см. рис. 1.10) составила 4000 кг, в том числе сухая масса пролетного аппарата — 2187 кг. Масса научной аппаратуры орбитального аппарата — 117,8 кг. Корректирующая двигательная установка КА «Марс-3» заправлена 1692,47 кг топлива: 590,47 кг горючего и 1102,0 кг окислителя. Запас азота для газовых двигателей системы ориентации — 82,1 кг.
Основу РБ составляет базовый модуль, включающий топливные баки, двигатель, две двигательные установки системы обеспечения запуска, автономный приборный отсек и силовые каркасы (см. рис. 1.11). При необходимости для увеличения выводимой массы КА из состава разгонного блока может исключаться автономный приборный отсек, в котором размещается система управления движением, при этом управление блоком передается на космический аппарат. Блок работает на нетоксичных компонентах топлива: жидкий кислород + керосин. Для обеспечения сплошности среды при запуске маршевого двигателя в условиях невесомости применяется специальная система запуска, в состав которой входят две двигательные установки, работающие на вы-сококипящих компонентах топлива.
Основные характеристики:	«ДМ», «ДМ-SL»
Масса конструкции полностью собранного блока, т...3,2, 3,5 Заправляемый запас топлива, т.................16,1,	16,1
Тяга маршевого двигателя 11Д58М в вакууме, тс..8,5, 8,0
Количество включений маршевого двигателя.......до 5
Масса полезного груза, выводимого на орбиту, т.2, 2,5
По массе КА подразделяют на фемтоспутники (до 100 г) пико-(до 1 кг), нано- (1...10 кг), и микроспутники (10... 100 кг), а также на мини-КА (100...500 кг), малые (500... 1000 кг) и большие (более 1000 кг) КА.
36
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
Рис. 1.11. Разгонный блок «ДМ», применяемый с ракетой-носителем «Протон»:
1 — ферма переходная; 2 — ферма подвески бака окислителя; 3 — ферма верхняя; 4 — стержни крепления двигателя; 5 — отсек переходный (межбаковый); 6 — ферма опорная
В настоящее время широкое распространение получили малые КА (МКА) (табл. 1.1) массой до 1 000 кг, для выведения которых на орбиту используют конверсионные баллистические ракеты, способные доставлять несколько МКА, что значительно снижает стоимость выведения килограмма полезной нагрузки на орбиту.
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА 37
Таблица 1.1. Малые КА
		Название спутника	
	«Бауманец»	O/OREOS	AESP-14
Характеристика			
Масса, кг	90	5,5	1,0
Назначение	Получение научных данных в области изучения Земли с использованием перспективных методов. Образовательные задачи: приобретение студентами практического опыта проектирования, изготовления и эксплуатации реального КА. Подготовка кадров и базы для развития микро-спутниковых систем	Изучение свойств жизнеспособности, роста и адаптируемости некоторых видов микроорганизмов, живущих на Земле в соленых водоемах. Проведение экспериментов, во время которых три различные колонии микроорганизмов будут подвергаться воздействию космической радиации и солнечных лучей. Контроль процессов, происходящих в жестких космических условиях с четырьмя видами различных органических соединений	Исследование механизма генерации экваториальных плазменных «пузырей» путем наблюдения за особенностями их возникновения и распределения в глобальном масштабе. Исследования нестабильных плазменных процессов в ионосфере
Изготовитель	Россия	США	Бразилия
38
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
Интерес к МКА обусловлен следующими причинами:
•	низкой стоимостью разработки и изготовления;
•	коротким временем разработки и изготовления;
•	малой стоимостью запуска единичного КА; МКА могут выводиться в качестве попутного груза на ракете-носителе или в транспортном корабле при доставке грузов на орбитальную станцию;
•	низкой стоимостью и простотой наземного управляющего пункта;
•	снижением риска больших финансовых потерь при гибели МКА в случае аварии ракеты-носителя на старте или участке выведения.
На МКА устанавливают целевое оборудование, выполняющее научные, промышленно-хозяйственные и военно-прикладные задачи. Как правило, такое оборудование имеет малые массогабаритные характеристики и энергопотребление.
Компоновка МКА часто выполняется из двух конструктивных элементов: универсальной космической платформы (УКП), на которой размещается оборудование всех обслуживающих систем, необходимых для функционирования целевого оборудования, и платформы целевого оборудования, предназначенной для решения конкретной задачи. Оба элемента обеспечивают выполнение требований по точности, теплоте, энергетическим, вибрационным и другим условиям функционирования целевого оборудования. При разработке компоновки вновь создаваемого КА можно использовать в модернизированном варианте некоторые решения, принятые в ранее созданных КА и успешно зарекомендовавшие себя при эксплуатации.
Для этого на предприятии, разрабатывающем КА, создают базу знаний, содержащую компоновочные решения существующих КА. База знаний непрерывно корректируется и пополняется новыми вариантами компоновок, разработанных на самом предприятии и найденных в литературных источниках и в интернете. Использование конструктивных решений, примененных в существующих разработках и выполненных на других предприятиях, требует специального патентно-правового оформления. Патентно-чистые разработки, которые осуществлены по аналогам, заимствованным из имеющихся проектов, должны обладать принципиальными отличиями от предшественников.
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА 39
1.3.3. Единые нормы внешних воздействующих факторов
Нормы разрабатывают на каждый тип КА, а иногда на несколько модификаций одного класса, и распространяются они на элементы конструкции, приборы систем оборудования, а также на материалы и покрытия и, кроме того, служат для разработки технической документации и программ наземных испытаний. Единые нормы учитывают влияние космических условий полета, климатических условий эксплуатации и внешних механических и других факторов, действующих на КА при эксплуатации, а также при наземной транспортировке и при выведении КА в космос на ракете-носителе.
С учетом действия космических условий полета должна быть выполнена и компоновка, чтобы все оборудование и элементы конструкции КА сохраняли работоспособность и функционировали в соответствии с заданными техническими требованиями.
Рассмотрим основные космические условия, влияющие на компоновку КА.
Глубокий вакуум. Конструкционные материалы в условиях глубокого вакуума проявляют себя по-разному. Если точка кипения паров металла низкая (например, у цинка, магния, кадмия), то в космических условиях он интенсивно испаряется.
Сплавы таких металлов (например, магниево-цинковые) интенсивно испаряются по всей поверхности конструкции. Если сплав состоит из материалов, у которых точки кипения паров сильно различаются (например, алюминиево-магниевых), то происходит неравномерное испарение (испаряется магний) и ухудшается качество поверхности конструкции.
Длительное время в условиях глубокого вакуума могут работать неорганические материалы (например керамика), состоящие из оксидов и других соединений металлов (алюминий, бериллий, хром, магний, кремний, титан, цинк). Стабильность поведения органических соединений (пластмасс) определяется качеством исходного материала и способами производства.
Наличие трущихся и вращающихся друг относительно друга элементов конструкции приводит к необходимости их смазывания. Кроме того, при высоких удельных давлениях трущиеся пары металл — металл подвержены так называемой холодной сварке. Жидкие смазочные материалы, применяемые в машиностроении, не пригодны для использования в космосе, поскольку при низких тем
40
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
пературах они теряют вязкость (или замерзают) и интенсивно испаряются в вакууме. Поэтому следует применять графитовые смазочные материалы или покрытия из металлов (золото, серебро, кобальт, никель и др.). Недостаток таких смазочных материалов в том, что при интенсивном трении они стираются. Трущиеся пары рекомендуется подбирать по принципу неметаллический материал — металл, при этом будет гарантировано смазывание и исключена холодная сварка поверхностей.
Микрогравитация. В процессе полета большинство КА длительное время движется в условиях действия сверхмалых ускорений. Например, к КА, находящемуся на околоземной орбите, приложены две основные внешние силы: сила тяжести и центробежная сила, которые уравновешивают друг друга. Отсутствие ускорений приводит к возникновению эффекта невесомости, который необходимо учитывать при компоновке КА.
В невесомости тепловые и гидродинамические процессы протекают особым образом: нет конвективного теплообмена, в результате отсутствия других сил жидкость занимает в емкости положение, определяемое силами поверхностного натяжения и капиллярными силами сцепления между жидкостью и стенками сосудов, что может привести, например, к отливу жидкости от заборных устройств топливных баков. Для удержания жидкости в требуемом положении применяют различные конструктивные меры, препятствующие отливу жидкости от заборных устройств, или используют специальные двигатели ориентации топлива.
Космическая радиация вызывает повреждение наружной поверхности корпусов КА, образование пар Френеля, что повышает удельное сопротивление, снижает пластичность и вязкость материалов. Основной фактор повреждений органических материалов — ионизационные эффекты. У полимеров наблюдаются два процесса: сшивание — образование поперечных связей, приводящее к возрастанию модуля упругости и твердости, снижению пластичности, растворимости и набухаемости, и деструкция — разрыв межмолекулярных связей, уменьшающий среднюю молекулярную массу. Неорганические материалы (керамика, минералы и т. д.) занимают среднее положение между металлами и органическими материалами. Наименее стойки к радиации полупроводниковые материалы (элементы солнечных батарей) и стекла иллюминаторов. Для увеличения живучести солнечных батарей применяют специальные защитные покрытия.
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА 41
Метеоритная опасность. Метеоритные тела движутся по эллиптическим орбитам вокруг Солнца, кроме того, Земля окружена пылевым облаком метеоритов, которые создают угрозу для КА, так как могут нарушить герметичность корпуса и повредить оборудование, размещенное на нем. Особую опасность представляют одиночные метеориты, траектории которых нельзя учесть при выборе траектории полета КА. Частоту встречи КА с одиночным метеоритом массой, соизмеримой с массой КА, оценивают по среднему времени между встречами
1
/ср ~ N SV ’
m J г ср
где Nm — число метеоритов, имеющих массу, соизмеримую с массой КА в единице объема; 5* — средняя площадь поперечного сечения КА, м2; Кср — средняя скорость метеорита, м/с.
Наиболее опасны встречи с метеоритами, масса которых больше 2-10 8 кг, однако вероятность такой встречи мала. Мелкие метеориты вызывают повреждения солнечных батарей, оптики и т. д.
Кроме метеоритных потоков, существенную опасность для КА представляет так называемый космический мусор, т. е. обломки ранее запущенных, отслуживших свой срок, не снятых с орбиты и разрушившихся КА. Эти обломки являются серьезной угрозой для космонавтов во время выхода в открытый космос и для самого КА, особенно при стыковке, поскольку могут попадать в плоскость стыка и нарушать герметизацию.
Низкие температуры. При низких температурах конструкционные материалы изменяют свои механические характеристики: металлы и сплавы становятся хрупкими (хладноломкими). По этому свойству их можно условно подразделить на четыре группы:
1)	металлы и сплавы с удовлетворительной пластичностью и вязкостью при охлаждении до температуры -70 ... -50 °C (перлитные и мартенситные стали);
2)	металлы и сплавы, выдерживающие охлаждение до температуры -120 ... -100 °C (стали с содержанием углерода 0,20...0,35 %, легированные никелем, хромом, ванадием, молибденом);
3)	металлы и сплавы с высокой вязкостью при температурах до -196 °C (коррозионно стойкие стали типа Х18Н10Т, алюминиевые и титановые сплавы);
42
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
4)	металлы и сплавы, работающие при температурах ниже -196 °C (материалы с гранецентрированной кубической решеткой — никель, алюминий, медь, а также их сплавы).
Алюминиевые сплавы Д16 и В95, а также сварные соединения из них, работают до температуры -196 °C. Сварные конструкции из сплавов АМгЗ, АМгб — до температур -235 °C. Титановые а-сплавы и термически обработанные (а + (З)-сплавы функционируют до температуры -253 °C.
Кроме космических условий полета на компоновку влияют тепловые, механические и электромагнитные воздействия, возникающие в процессе работы КА.
К механическим воздействиям относятся: линейные и угловые ускорения, действующие на КА, при динамических операциях (транспортировке, выведении, орбитальном маневрировании и спуске); вибрации и ударные воздействия при различных режимах (особенно при транспортировке по железной дороге на участках выведения, доразгона, орбитального маневрирования); ударные воздействия при запуске и отсечке двигательных установок (ДУ).
Перегрузки возникают при действии на КА ускорений на участке выведения КА, при торможении КА на участке спуска в атмосфере, при маневрировании в космосе, коррекции орбиты и стабилизации. Причины перегрузки — внешние силы, работа ДУ. Перегрузки подразделяются на осевые и поперечные. Конструкцию и бортовое оборудование, устанавливаемое на КА, рассчитывают на определенную максимально допустимую перегрузку.
Вибрации. На КА действуют различного рода вибрации, источником которых являются акустические шумы и местные пульсации сил аэродинамического сопротивления, а также атмосферная турбулентность на участках выведения и спуска, работа двигателей ракеты-носителя, работа двигателей КА при маневрировании и стабилизации, динамическое воздействие от функционирующих приборов бортового оборудования. При компоновке необходимо учитывать диапазоны значений резонансных частот солнечных батарей, антенн и других раскрывающихся элементов конструкций. Менее восприимчивы к вибрациям компактные конструкции малого удлинения с высокими резонансными частотами.
Тепловые нагрузки. На всех участках полета КА воспринимает тепловые нагрузки от различных источников нагрева (внешних
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА 43
и внутренних). Суммарное количество теплоты, подводимой к КА от внешних источников нагрева
0ВНСШ = (Qc + £?отр ) + е£?пл £?мол ’
где As — коэффициент поглощения солнечной радиации; Qc — количество теплоты, излучаемое Солнцем; Q0Tp — количество теплоты, отраженное от поверхности планеты; е — оптический коэффициент наружной поверхности КА; £)пл — количество теплоты, излучаемое планетой; ^мол — количество теплоты, возникающее при соударении КА с молекулами.
Внутренний источник нагрева — тепловое излучение от приборов и оборудования КА. Суммарное количество теплоты от внутренних источников нагрева
£?вн — ПМ>6 + С?ЭК’
где ц — тепловой коэффициент оборудования; Аоб — мощность электроэнергии, потребляемой оборудованием; £)Эк — количество теплоты, выделяемой экипажем.
Электрические и магнитные помехи. На работу электронноусилительных блоков и приборов систем бортового оборудования КА существенное влияние оказывают электрические и магнитные помехи, возникающие при работе бортового оборудования и действии магнитных полей планеты, приводящие к увеличению погрешностей в работе, а иногда нарушающие функционирование оборудования. Устранить это влияние можно рациональной компоновкой, правильной прокладкой трасс коммуникаций, экранировкой кабельных трасс, включая разъемы, рациональной прокладкой шин питания, защитой от пульсации напряжения, а также применением специальных мер, защищающих электронные блоки от электротехнических помех. Защита от влияния магнитных полей и обеспечение электромагнитной совместимости оборудования осуществляются за счет рациональной компоновки или экранирования аппаратуры.
Собственная атмосфера КА. При полете КА за пределами плотных слоев атмосферы вокруг него возникает облако собственной атмосферы, оказывающее существенное влияние на надежность и работоспособность аппаратуры, расположенной в негерметичных отсеках. Собственная атмосфера существует весь срок функциони
44
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
рования на орбите, она формируется за счет дегазации и сублимации конструкционных материалов, неизбежных утечек газов из гермоотсеков, продуктов выхлопа двигательных установок, а также за счет различных пылевых частиц. За счет влияния Солнца и вследствие применения электрического ракетного двигателя (ЭРД) часть частиц, из которых формируется собственная воздушная атмосфера (СВА), находится в заряженном состоянии.
Влияние СВА на работу бортовых систем КА выражается в следующем:
•	тепловое воздействие на элементы конструкции, попадающей в поле струи ДУ;
•	создание возмущающих сил и моментов при воздействии струи на крупные выносные элементы;
•	эрозия поверхности солнечных батарей и терморегулирующих покрытий и осаждение на них продуктов выхлопа реактивных двигателей, что приводит к загрязнению, изменению оптических свойств и ухудшению характеристик солнечный батарей;
•	проникновение ионизированных частиц струи внутрь КА приводит к нарушению работы бортовой аппаратуры, чувствительной к такому воздействию;
•	повышенное давление внутри негерметичных отсеков КА грозит появлением дуговых разрядов при работе высоковольтной ретрансляционной аппаратуры;
•	повышенное давление снаружи КА накладывает ограничения на циклограмму включения электрореактивных двигателей;
•	загрязнение поверхности КА при осаждении на него продуктов десорбции материалов, которое особенно велико в первые месяцы функционирования аппарата.
Давление внутри негерметичных КА, создаваемое за счет выделения газов, достигает 10... 10 8 мм рт. ст., при давлении внешнего вакуума 1013 мм рт. ст. Давление внутри КА монотонно снижается с увеличением времени нахождения на орбите, за исключением периодов, когда происходит включение аппаратуры, сопровождающееся резким повышением давления, почти на порядок. Это связано с увеличением газовыделения с поверхности работающей аппаратуры из-за ее разогрева, что влечет за собой увеличение давления внутри всего объема КА.
Аппаратура бортового радиотехнического комплекса (БРТК) и аппаратура управления (АПУ) во время функционирования в негер
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА 45
метичных отсеках имеет ограничения по максимальному давлению равное 10 5 и 10 4 мм рт. ст. соответственно. Это обеспечивает отсутствие электрических пробоев при работе высоковольтных цепей. Для сброса давления в отсеках предусматривают специальный дренажный тракт (рис. 1.12), выполненный в виде лабиринта в целях защиты аппаратуры от проникновения внутрь плазмы от работающих ЭРД.
Рис. 1.12. Схема дренажного факта КА:
/ — служебная аппаратура; 2 — молекула, прошедшая дренажный тракт; 3 — выходное сечение дренажного тракта; 4 — полезная нагрузка; 5 — молекула, не прошедшая дренажный тракт
Давление внутри КА определяется суммарным выделением газа аппаратурой, расположенной в отсеке. Основной проблемой при расчете давления внутри КА является отсутствие достоверных данных о выделении газов бортовой аппаратурой в рабочем и нерабочем состоянии в космических условиях. Поэтому параметры собственной атмосферы определяются экспериментально во время летно-конструкторских испытаний (ЛКИ).
Использование ионных и плазменных двигателей приводит к интенсивному загрязнению поверхностей солнечных батарей и оптических приборов. Во время полета КА OGO-6 была измерена скорость загрязнения поверхности. Полет длился шесть месяцев в интервале высот 400... 1 100 км. Максимальная загрязненность поверхности, не защищенной от прямого воздействия дегазации, составила 10 4 кг/м2 для не защищенных алюминиевых поверхностей. Максимальное загрязнение от выхлопа ДУ имело место при стыковке орбитальной станции ОС «Скайлэб» и космического корабля «Аполлон», скорость загрязнения датчиков, обращенных в сторону источника загрязнения, составила 6,8 1011 кг/м2 с. Дегазация белых терморегулирующих покрытий привела к увеличению коэффициента поглощения солнечного излучения оц. Наблюдения показали, что цвет поверхностей изменился с белого на различные оттенки желтого и коричневого. Аналогичные результаты были получены при полете ОС «Мир».
46
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
СВА КА приводит к снижению работоспособности оптических приборов, звездных и солнечных датчиков и как следствие — к ошибкам в системе управления движением КА. Высокая степень ионизации СВА за счет присутствия выхлопа ЭРД приводит к искажению радиосигналов бортовых радиосистем КА, ухудшению точности проводимых радиоизмерений, приему информации по радиоканалам или к сбоям в работе радиотехнических систем.
Для снижения влияния СВА на работу бортовой аппаратуры КА необходимо:
•	использовать конструкционные материалы, максимально устойчивые к условиям космического пространства;
•	определить перечень узлов КА и бортовой аппаратуры, подверженных влиянию СВА;
•	разрабатывать конструктивно-компоновочную схему КА с учетом минимального влияния ДУ на оптическую и радиотехническую бортовую аппаратуру.
L3.4. Расчетно-теоретические исходные данные
К расчетно-теоретическим исходным данным, необходимым для компоновки КА, разрабатываемым подразделениями предприятия, занимающегося теоретическими разработками, относятся:
•	траектория полета КА (параметры орбиты, ориентация ее плоскости в пространстве, период обращения, время существования и циклограмма проведения работ);
•	режимы полета (объекты ориентации, рекомендации по работе основной ДУ (ОДУ), коррекции орбиты и т. д.);
•	аэродинамические параметры КА с учетом особенностей выведения на орбиту и спуска на Землю;
•	расчеты и экспериментальные данные по раскрытию и отделению элементов конструкции КА;
•	расчеты по центровке и требуемым моментам инерции с учетом всех режимов полета;
•	рекомендации по выбору ракеты-носителя с выдачей требований по акустическим, вибродинамическим, радиационным и тепловым нагрузкам при полете на ракете-носителе;
•	точностные характеристики на установку целевого и обеспечивающего оборудования, осуществляющего качественное выполнение целевой программы;
•	расчеты на прочность и вибродинамическую устойчивость элементов конструкции КА и бортового оборудования.
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА 47
1,3.5.	Общая схема оборудования КА с комплектом габаритных чертежей на приборы
бортового оборудования и кабельные трассы
После анализа ТТЗ на разработку КА проводят проектный поиск его облика, одним из этапов которого является выбор возможных вариантов систем бортового оборудования.
При компоновке КА устанавливают минимальный набор бортового оборудования, удовлетворяющий заданным требованиям. В первую очередь это касается целевого оборудования, которое обеспечивает выполнение задачи, поставленной перед КА. Однако не менее важное значение имеет выбор обеспечивающего (служебного) оборудования, от качества работы которого зависит функционирование целевых систем.
Поиск рационального состава оборудования — комбинаторная задача, в результате решения которой выбирается сочетание вариантов из области возможных, наилучшим образом удовлетворяющее поставленным целям. Эту задачу еще называют задачей структурного синтеза, поскольку каждому варианту сочетания отвечает определенная структура КА. В качестве целевой функции можно принимать разрешение, точность, надежность, время функционирования КА и т. д. При этом ограничения накладываются на массу, габариты, энергетические характеристики, запасы расходуемых материалов и т. п.
Задачу структурного синтеза оборудования КА можно рационально решить только поэтапно последовательным приближением. Это объясняется тем, что характеристики бортового оборудования часто взаимосвязаны и взаимно противоречивы и зависят от множества варьируемых параметров. Для решения задач структурного синтеза используют метод экспертных оценок, проводимый небольшим конструкторским коллективом проектного комплекса, имеющим опыт и высокую квалификацию.
В настоящее время существуют следующие тенденции в выборе бортового оборудования:
•	объединение во вновь разрабатываемом комплексе ранее созданного оборудования (максимальная унификация);
•	максимальное снижение доли массы бортового оборудования в общей массе КА;
•	применение бортового оборудования, способного работать в условиях космического пространства и не требующего наличия герметичных отсеков;
•	снижение стоимости бортового оборудования КА.
48
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
На рис 1.13 приведена классификация бортового оборудования.
Бортовое оборудование КА подразделяют на целевое и обеспечивающее.
Целевое оборудование — это бортовое оборудование, выполняющее основные целевые задачи, для решения которых в соответствии с техническим заданием на его разработку создается КА. Компоновка, разработка конструкции КА и всего вспомогательного оборудования должны обеспечивать эффективное функционирование целевого оборудования.
Целевое оборудование решает научные, промышленно-хозяйственные, военно-прикладные задачи и т. д. В состав такого оборудования могут входить космические фотоаппараты для локальной, панорамной и маршрутной съемок подстилающей поверхности; телевизионные и видиконовые камеры для трансляции на Землю изображения; ИК-аппаратура (ИК- и субмиллиметровые сканирующие радиометры); радиолокационная аппаратура; спектрометры с вращающимися фильтрами, магнитометры, масс-спектрометры и другие приборы для изучения космического пространства; автоматы для отбора и экспресс-анализа проб грунта; астрофизическое оборудование; оборудование для медикобиологических и технических экспериментов, а также технологическое оборудование. Перечень оборудования очень разнообразен, поэтому к его размещению на борту КА предъявляют жесткие требования, соблюдение которых обеспечит решение поставленной перед КА задачи.
Обеспечивающее оборудование предназначено для обеспечения выполнения КА целевой функции или комплекса целевых функций, для реализации которых создан КА. Перечислим системы, относящиеся к обеспечивающему оборудованию.
Система управления движением (СУД) управляет движением центра масс и движением относительно центра масс.
Система управления движением центра масс — система автономной навигации и наведения КА, состоящая из приборов, которые определяют координаты местоположения и скорость КА, а также решают задачу наведения, т. е. реализуют требуемый импульс коррекции с помощью ОДУ, изменяя параметры орбиты КА, приемных устройств системы спутниковой навигации, радиовысотомеров, бортового цифрового вычислительного комплекса (БЦВК) и астроинерциальных средств навигации.
Рис. 1.13. Классификация бортового оборудования КА
50
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
Система управления движением относительно центра масс — это системы ориентации (СО) и стабилизации (СС) КА, включающие в себя приборы, которые используются при построении требуемой системы координат для проведения целевых работ. Приборы СС создают управляющие моменты, необходимые для удержания КА относительно построенной СО системы координат, при воздействии на КА возмущающих моментов. Для обеспечения стабилизации используются гироскопические ориентаторы, ИК-вертикали, двигатели-маховики, гиродины, бортовые цифровые вычислительные машины (БЦВМ), звездные датчики и датчики Солнца, приборы сброса кинетического момента и реактивные двигатели СУД.
Реактивные двигатели СУД, предназначенные для управления и стабилизации КА в пространстве, включают в себя реактивные двигатели малой тяги или газоструйные сопла, создающие управляющие моменты относительно центральных осей координат КА, управляющие электроклапаны, емкости с рабочим телом, узлы крепления и юстировки двигателей. Эти двигатели подразделяются на двигатели жесткой (ДЖС) (сила тяги 100...200 Н) и мягкой (ДМС) (сила тяги до 20 Н) стабилизации.
Система генерирования электроэнергии (СГЭ) состоит из генераторов электроэнергии различных типов (солнечных и химических батарей, ядерных источников и т. п.), преобразователей, систем электрозащиты, коммутации и распределения электроэнергии, разворота солнечных батарей и силовых конструктивных узлов крепления агрегатов СГЭ на борту КА.
В радиотехническую систему входят радиокомплексы командно-навигационного управления, радиотелсметрические системы и АФУ. Радиокомплексы командно-навигационного управления передают необходимую информацию с пункта управления полетом на борт КА, измеряют координаты и параметры движения КА и передают их на Землю. Радиотелеметрические системы формируют объем измеряемых параметров о работоспособности приборов бортового оборудования КА и после соответствующей обработки передают на наземные пункты приема информации. АФУ состоят из антенн различного типа, коаксиальных кабельных трасс, волноводов, переключающих фильтрующих устройств и приводов разворота антенн на требуемые углы.
Система теплозащиты и СТР, включающая в себя теплозащитные покрытия, которые защищают КА от радиационного нагрева во время орбитального полета, кинетического нагрева
1.3. Материалы, необходимые для выполнения компоновки КА 51
при спуске в атмосфере, обеспечивает нормальные температурные условия в герметических отсеках. СТР состоит из датчиков температуры, регуляторов, теплообменников, радиаторов, насосов, компрессоров и вентиляторов.
Основная ДУ, предназначенная для изменения параметров орбиты КА (высоты, угла наклона плоскости траектории, формы орбиты и т. д.), включает в себя двигатель (или несколько двигателей), систему подачи топлива, баки, заправочные и дренажные устройства, узлы крепления и юстировки двигателей.
Система управления бортовым комплексом КА — совокупность бортовых приборов, обеспечивающих согласованную работу бортового оборудования для реализации всех операций по программе полета КА, контроль функционирования бортовых систем и формирование исполнительных команд, ввод уставок в БЦВК и приборы бортовой автоматики.
Электроавтоматика элементов конструкций служит для раскрытия и поворота солнечных батарей, раскрытия и выдвижения антенн, раскрытия шторок иллюминаторов, срабатывания парашютной системы и т. п. Электроавтоматика технологических люков обеспечивает доступ к приборам и узлам при монтаже и регулировке, выход в космическое пространство, возможность перехода из одного отсека в другой.
Кроме перечисленных систем в обеспечивающее оборудование входят система жизнеобеспечения, система сближения и агрегаты стыковки, система спуска и посадки.
Вспомогательное оборудование — система аварийного спасения, двигатели разделения и увода, а также ДУ, предназначенные для создания искусственной силы тяжести (для ориентации топлива), закрутки КА, увода отдельных сброшенных элементов конструкции.
Для выполнения правильной компоновки, кроме габаритных чертежей блоков, входящих в состав бортового оборудования, необходимо знать схему соединения блоков между собой. На рис. 1.14 приведена общая схема бортового оборудования.
К общей схеме бортового оборудования и комплекту габаритных чертежей прилагаются рекомендации по установке приборов с учетом расстояния между ними, требований к местам установки (наружной или внутренней), к тепловыделению, а также действующим внешним факторам.
52
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
Рис. 1.14. Общая схема бортового оборудования
1.3.6.	Циклограмма режимов полета КА и взаимодействия бортового оборудования
Циклограмма определяет последовательность функционирования бортового оборудования КА (рис. 1.15).
До старта КА и ракета-носитель проходят предстартовую подготовку по специальным инструкциям в соответствии с циклограммой режимов полета. При положительных результатах предстартовой подготовки дают команду на запуск ракеты-носителя.
Отсчет полетного времени КА начинают с команды на циклограмме — контакта подъема. После заданного времени в соответствии с циклограммой КА отделяется от ракеты-носителя и начинается режим демпфирования (гасятся колебания КА, возникшие в процессе разделения). Демпфирование осуществляется исполнительными ЖРД стабилизации до определенных угловых скоростей КА. Далее происходит процесс создания базовой орбитальной системы координат и включается режим коррекции для построения рабочей орбиты КА. Как правило, на первых витках полета КА проводится тестовый контроль его оборудования, т. е. проверяются все режимы полета КА с учетом включения приборов «холодного» резервирования. После тестового контроля начинает работать штатный режим полета КА.
О 585 587	842	1055
14 мин 2 с 17 мин 35 с
Рис. 1.15. Типовая циклограмма режимов работы бортового оборудования КА:
ГПО — гироскопический прибор ориентации; ПБО — построение базовой ориентации: СГК — силовой гироскопический комплекс; УИВК — универсальный измерительный вычислительный комплекс; ТВ — точность вычислений; ЦВК — центральный вычислительный комплекс; ПЗ — полетное задание; ДМС — двигатель мягкой стабилизации; ПСР — построение системы разворота; СР — специальные работы; ДР — двигатель разворота; РЛС — радиолокационная станция; КП — контакт подъема: КО — контакт отделения; НИП — наземный измерительный пункт
54
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
Строится система координат, необходимая для проведения целевых работ, и периодически подключается целевое оборудование. В соответствии с циклограммой работы замеряются параметры орбиты, и при необходимости включается режим коррекции. Телеметрическая информация о функционировании всего бортового оборудования поступает в центр управления полетом, и по результатам анализа принимают технические решения по управлению полетом КА.
В циклограмме работы указан порядок развертывания элементов внешней компоновки (солнечных батарей, антенн и т. п.), что требуется учесть при компоновке этих элементов.
1.3.7.	Кривая энергопотребления
Кривая энергопотребления бортового оборудования необходима для проектирования и компоновки СГЭ на борту КА. На кривой указывают энергопотребление в режимах функционирования оборудования. При использовании солнечных батарей, мощность которых зависит от солнечной освещенности, определяются режимы включения буферных батарей для поддержания постоянной требуемой мощности на борту КА. На рис. 1.16 приведен пример кривой энергопотребления СУД КА.
Рис. 1.16. Пример кривой энергопотребления СУД КА:
1 — разворот на СГК; 2 — обратный разворот на СГК; УБК — цифровой бортовой комплекс; ПБО — построение базовой ориентации; СГК — силовой гироскопический комплекс; ПСР — построение системы разворота; СР — система разворота; ГИВУС — гироскопический измеритель вектора угловой скорости; БЦВМ — бортовая цифровая вычислительная машина; УВВ — устройство ввода — вывода команд; БУМ — блок управления маховиками; ДР — двигатели разворота
1.4. Этапы проектирования и разработки компоновки КА
55
1.3.8.	Таблицы точности установки отдельных приборов оборудования и привязка их к базовым элементам КА
Высокоточные приборы, имеющиеся на КА, должны быть установлены с требуемой точностью относительно связанной системы координат через контрольные точностные элементы.
При выполнении компоновки КА требования по точности следует реализовать в соответствии с таблицами точности (например, табл. 1.2).
Таблица 1.2. Таблица точности
Номер п/п	Прибор		Требуемая точность установки	Инструментальная точность измерения	Примечание
	Наименование	Обозначение			
1	Звездный датчик— блок определения координат звезд	БОКЗ-М	£££ II II II о	О	о	Точность теодолита	—
Замеряя точность установки приборов, определяют погрешности установки, которые затем могут компенсироваться вводом поправок в БЦВМ. Для контроля точности установки высокоточных приборов иногда размещают несколько базовых угольников.
При компоновке высокоточных приборов необходимо предусмотреть средства, обеспечивающие точность выставки (регулировки, термомосты и т. п.).
В ЕНВВФ оговариваются климатические условия при хранении и транспортировке высокоточных приборов на заводе-изготовителе, техническом стартовом комплексе, а также в орбитальном полете.
1.4. Этапы проектирования и разработки компоновки космического аппарата
В соответствии с требованиями и рекомендациями Единой системы конструкторской документации, ГОСТов, ОСТов, а также других нормативных документов разработка компоновки КА подлежит сквозному планированию и проводится на основании ТТЗ и требований, изложенных в разд. 1.5.
Тактико-техническое задание определяет основные характеристики КА и является основополагающим (главным) документом на всех этапах разработки и испытаний КА, в том числе и компоновки.
56
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
Разработка компоновки КА включает в себя два этапа:
•	научно-исследовательские работы (НИР), т. е. создание нескольких вариантов компоновки проектируемого КА;
•	опытно-конструкторские работы (ОКР), на основании которых выбирают один вариант, разрабатывают техническую документацию и проводят экспериментальную отработку аппарата.
Одна из важнейших работ при создании комплексов КА (особенно при внебюджетном финансировании) — проведение маркетинговых исследований, т. е. поиск и изучение рынка по рассматриваемому типу КА (анализ информации о конкурентных аналогах, предварительная оценка тенденций развития космической техники, разработка предварительного бизнес-плана, выпуск рекламных материалов и т. д.). Результаты маркетинговых исследований рассматриваются на заседании научно-технического совета предприятия-разработчика КА, который принимает решение о проектировании КА.
1.4.1. Научно-исследовательские работы
При проведении НИР руководствуются ТТЗ, которое определяет объем теоретических и экспериментальных работ в целях поиска и разработки новых технических решений по основным направлениям проектирования КА, например, изготовление высокопрочных легких конструкционных материалов, теплозащитных покрытий с учетом главных проектных критериев: максимальной эффективности компоновки целевого оборудования, малой массы КА, минимальных стоимости и сроках создания КА. Результаты НИР защищаются на ученом совете головного предприятия с участием заказчика и разработчиков основных систем КА.
1.4.2. Опытно-конструкторские работы
В ОКР входят:
•	разработка технических предложений (аванпроекта), эскизного и технического проектов, проектной технической документации;
•	изготовление элементов конструкции, узлов и агрегатов КА для проведения экспериментальных автономных и комплексных испытаний, корректировка технической документации по результатам испытаний;
1.4. Этапы проектирования и разработки компоновки КА 57
•	производство опытных образцов элементов конструкций КА, бортового оборудования и КА в целом для проведения обязательных испытаний в соответствии с комплексным планом экспериментальной отработки (КПЭО), корректировка технической документации по результатам испытаний; изготовление летных экземпляров КА и проведение ЛКИ.
1.4.3. Техническое предложение
Техническое предложение разрабатывается в случае, если это предусмотрено ТЗ, и должно соответствовать ГОСТ 2.118—73.
Техническое предложение разрабатывается с целью выявления дополнительных или уточненных требований к изделию (технических характеристик, показателей качества и др.), которые не могли быть указаны в ТЗ, и это целесообразно сделать на основе предварительной конструкторской проработки и анализа различных вариантов изделия.
Перечень работ, выполняемых на стадии технического предложения, устанавливается на основе технического задания и определяется разработчиком в зависимости от характера и назначения изделия.
В техническое предложение включают конструкторские документы, предусмотренные ТЗ, в соответствии с ГОСТ 2.102—68. При выполнении документов в электронной форме электронная структура изделия и электронная модель изделия (сборочной единицы, комплекса) выполняются со степенью детализации, соответствующей стадии технического предложения. Конструкторские документы, разрабатываемые для изготовления материальных макетов по ГОСТ 2.002—72, в комплект документов технического предложения не включают. Допускается включать в комплект документов технического предложения электронные макеты вариантов изделия и (или) его составных частей, выполненных по ГОСТ 2.052—2006.
На рассмотрение, согласование и утверждение представляют копии документов технического предложения, скомплектованные по ГОСТ 2.106—96. Допускается по согласованию с заказчиком представлять подлинники документов технического предложения.
Форма представления документов технического предложения (бумажная или электронная), если она не указана в ТЗ, определяется разработчиком по согласованию с заказчиком. Виды доку
58
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
ментов устанавливаются согласно ГОСТ 2.102—68. Допускается включать в комплект документов технического предложения документы в различных формах представления.
Общие требования к выполнению документов таковы.
1. В текстовых и графических документах сведения небольшого объема, относящиеся к отдельным вариантам разрабатываемого изделия, рекомендуется оформлять в форме таблицы.
2. В текстовых документах большого объема, содержащих различные для разных вариантов сведения, излагают последовательно для каждого варианта одним из следующих способов:
а)	в каждом разделе документа приводят сведения раздельно для каждого варианта, располагая их по подразделам;
б)	после разделов, содержащих общие для всех вариантов сведения, вводят раздел, в котором приводят сведения, характеризующие различия вариантов, располагая текст этого раздела по подразделам.
В конце документа может быть помещен раздел (или приложение) «Сравнительная характеристика», где в удобной для сопоставления форме (в виде текста или таблицы) приводят обобщенные сравнительные сведения по всем рассматриваемым вариантам.
3.	На чертежах и схемах изображения, относящиеся к различным вариантам, размещают на одном листе или на отдельных листах чертежа или схемы.
4.	Таблицу составных частей изделия на чертеже общего вида, а также перечень элементов на схеме (в случае если варианты отличаются составными частями) выполняют одним из следующих способов:
а)	в виде одной таблицы, в которой графу «Количество» делят на части по числу вариантов; для вариантов, в которых данная составная часть отсутствует, ставят прочерк;
б)	в виде отдельных таблиц для каждого варианта.
5. Наименование варианта, приводимое в таблице, в наименовании подраздела (в случаях, предусмотренных п. 2а) или в заголовке над изображением или таблицей должно быть кратким и содержать сокращенное наименование разрабатываемого изделия и характерную особенность варианта, отличающую его от других вариантов.
Допускается при построении таблиц обозначать варианты римскими цифрами с соответствующим пояснением в том же документе.
1.4. Этапы проектирования и разработки компоновки КА
59
Чертеж общего вида. На стадии технического предложения чертеж общего вида или эквивалентная ему электронная модель сборочной единицы в общем случае должны содержать:
•	изображения вариантов изделия, текстовую часть и надписи, необходимые для сопоставления рассматриваемых вариантов, и установления требований к разрабатываемому изделию, а также позволяющие получить представление о компоновочных и основных конструктивных исполнениях изделия, взаимодействии его составных частей и принципе работы изделия;
•	наименования, а также обозначения (если они имеются) тех составных частей изделия, для которых необходимо указать данные (технические характеристики, количество и др.) или запись которых необходима для пояснения изображений чертежа общего вида, описания принципа работы изделия, указания о его составе и др.;
•	размеры и другие наносимые на изображение данные (при необходимости);
•	схему, если она требуется, но оформлять ее отдельным документом нецелесообразно;
•	технические характеристики изделия, если это необходимо для удобства сопоставления вариантов по чертежу общего вида. В этом случае технические характеристики в пояснительной записке можно не приводить, а сделать ссылку на чертеж общего вида.
При выполнении чертежа общего вида в виде электронной модели сборочной единицы рекомендуется модели составных частей изделия размещать в отдельных файлах.
Изображения выполняют с максимальными упрощениями, предусмотренными стандартами ЕСКД. Допускается также:
•	изображать контурными очертаниями любые составные части изделия;
•	изображать только те составные части изделия, которые рассматриваются при сопоставлении вариантов;
•	не показывать связи между составными частями изделия, если они не рассматриваются при сопоставлении вариантов.
Наименования и обозначения составных частей изделия на чертеже общего вида указывают одним из следующих способов:
•	на полках линий-выносок;
•	в таблице, размещаемой на том же листе, что и изображение изделия; в этом случае на полках линий-выносок указывают номера позиций составных частей, включенных в таблицу.
60
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
Таблица в общем случае состоит из граф: «Позиция», «Обозначение», «Наименование», «Количество», «Дополнительные сведения».
На электронном чертеже общего вида наименования и обозначения составных частей изделия рекомендуется указывать на полках линий-выносок.
При выполнении чертежа общего вида в электронной форме рекомендуется одновременно отображать электронную структуру изделия (вместо таблицы) и его электронную модель, обеспечив возможность выделения составной части электронной модели при указании соответствующего элемента электронной структуры изделия.
Элементы чертежа общего вида и (или) эквивалентной ему электронной модели сборочной единицы (номера позиций, текст технических требований, надписи и др.) выполняются по правилам, установленным стандартами ЕСКД.
Ведомость технического предложения. В ведомость технического предложения вносят все включенные в комплект документов технического предложения конструкторские документы в порядке, установленном ГОСТ 2.106—96, независимо от того, к какому варианту относится документ.
Допускается в графе «Примечание» указать соответствующий данному документу вариант.
Допускается включать в комплект документов технического предложения эквивалентные документы в различных формах представления, при этом в графе «Примечание» рекомендуется указывать форму представления документа.
Пояснительная записка. Пояснительную записку технического предложения выполняют в соответствии с ГОСТ 2.106—96 с учетом следующих основных требований к содержанию разделов:
•	в разделе «Введение» указывают наименование, номер и дату утверждения технического задания;
•	в разделе «Назначение и область применения разрабатываемого изделия» приводят соответствующие сведения из технического задания, а также сведения, конкретизирующие и дополняющие техническое задание, в частности:
-	краткую характеристику области и условий применения изделия;
-	общую характеристику объекта, для применения в котором предназначено данное изделие (при необходимости);
•	в разделе «Техническая характеристика» приводят:
1.4. Этапы проектирования и разработки компоновки КА
61
-	основные технические характеристики изделия (мощность, число оборотов, производительность, расход электроэнергии, топлива, КПД и другие параметры, характеризующие изделие), установленные техническим заданием, а также характеристики, установленные дополнительно к техническому заданию;
-	сведения о соответствии или отклонениях от требований, установленных техническим заданием, с обоснованием отклонений;
-	данные сравнения основных характеристик изделия с характеристиками аналогов (отечественных и зарубежных) или дают ссылку на карту технического уровня и качества;
•	в разделе «Описание и обоснование выбранной конструкции» приводят описание и обоснование вариантов изделия, рассматриваемых на данной стадии и при необходимости иллюстрации или ссылку на электронные макеты (модели);
•	в разделе «Расчеты, подтверждающие работоспособность и надежность конструкции» приводят ориентировочные расчеты, подтверждающие работоспособность и надежность изделия (расчеты показателей долговечности, ремонтопригодности, сохраняемости и др.);
•	в разделе «Ожидаемые технико-экономические показатели» приводят ориентировочные расчеты экономических показателей (экономическую эффективность от внедрения в народное хозяйство и пр.) с указанием средств программного и информационного обеспечения автоматизированных систем (в случае их применения для выполнения расчетов);
•	в разделе «Уровень стандартизации и унификации» приводят предварительные сведения о примененных в разрабатываемом изделии стандартных и унифицированных сборочных единицах.
1.4.4. Эскизный проект
Эскизный проект разрабатывают, если это предусмотрено ТЗ или протоколом рассмотрения технического предложения; он должен быть выполнен в соответствии с ГОСТ 2.119—73.
Эскизный проект составляют с целью установления принципиальных (конструктивных, схемных и др.) решений изделия, дающих общее представление о принципе работы и (или) устройстве
62	/. Общие положения о компоновке космического аппарата
изделия, когда это целесообразно сделать до разработки технического проекта или рабочей документации.
На стадии разработки эскизного проекта рассматривают варианты изделия и (или) его составных частей (может разрабатываться и без рассмотрения на этой стадии различных вариантов).
При разработке эскизного проекта выполняют работы, необходимые для обеспечения предъявляемых к изделию требований и позволяющие установить принципиальные решения. Перечень необходимых работ определяется разработчиком в зависимости от характера и назначения изделия и согласовывается с заказчиком, если изделие разрабатывается по заказам Министерства обороны.
Конструкторские документы, содержащие различные варианты изделия, выполняют по ГОСТ 2.118—73 в части размещения сведений о различных вариантах, размещения изображений вариантов, построения таблиц, содержащих данные различных вариантов и т. п.
Чертеж общего вида. На стадии эскизного проекта чертеж общего вида или эквивалентная ему электронная модель сборочной единицы в общем случае должны содержать:
•	изображения изделия (виды, разрезы, сечения), текстовую часть и надписи, необходимые для понимания конструктивного устройства изделия, взаимодействия его составных частей и принципа работы изделия;
•	наименования, а также обозначения (если они имеются) тех составных частей изделия, для которых необходимо указать данные (технические характеристики, количество, указания о материале, принципе работы и др.) или ссылка на которые необходима для пояснения изображений чертежа общего вида, описания принципа работы изделия, указания о составе и др.;
•	размеры и другие, наносимые на изображения, данные (при необходимости);
•	схему, если она требуется, но оформлять ее отдельным документом нецелесообразно;
•	технические характеристики изделия, если это необходимо для удобства сопоставления вариантов по чертежу общего вида.
Изображения выполняют с максимальными упрощениями, предусмотренными стандартами ЕСКД. Составные части изделия,
1.4. Этапы проектирования и разработки компоновки КА
63
в том числе и заимствованные (ранее разработанные) и покупные, изображают с упрощениями (иногда в виде контурных очертаний), если при этом обеспечено понимание конструктивного устройства разрабатываемого изделия, взаимодействия его составных частей и принципа работы изделия.
Изображения составных частей изделия размещают на одном общем листе с изображениями всего изделия или на отдельных (последующих) листах чертежа общего вида.
При выполнении чертежа общего вида в виде электронной модели сборочной единицы рекомендуется модели составных частей изделия размещать в отдельных файлах.
Ведомость эскизного проекта. В ведомость эскизного проекта вносят все включенные в комплект документов эскизного проекта конструкторские документы в порядке, установленном ГОСТ 2.106—96; независимо от того, к какому варианту относится документ.
Допускается в графе «Примечание» указывать соответствующий данному документу вариант.
Можно включать в комплект документов эскизного проекта эквивалентные документы в различных формах представления (в бумажной или электронной форме), при этом в графе «Примечание» рекомендуется указывать форму представления документа.
Пояснительная записка. Пояснительную записку эскизного проекта выполняют по ГОСТ 2.106—96 с учетом следующих основных требований к содержанию разделов:
•	в разделе «Введение» указывают наименование, номер и дату утверждения технического задания. Если разработка эскизного проекта предусмотрена не техническим заданием, а протоколом рассмотрения технического предложения, то делают запись по типу «Разработка эскизного проекта предусмотрена техническим предложением...» и указывают номер и дату протокола рассмотрения технического предложения;
•	в разделе «Назначение и область применения разрабатываемого изделия» приводят соответствующие сведения из технического задания и технического предложения, а также сведения, конкретизирующие и дополняющие техническое задание и техническое предложение, в частности:
-	краткую характеристику области и условий применения изделия;
64
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
-	общую характеристику объекта, для применения в котором предназначено данное изделие (при необходимости);
•	в разделе «Техническая характеристика» приводят:
-	основные технические характеристики изделия (мощность, число оборотов, производительность, расход электроэнергии, топлива, коэффициент полезного действия и другие параметры, характеризующие изделие);
-	сведения о соответствии или отклонениях от требований, установленных техническим заданием и техническим предложением, если оно разрабатывалось, с обоснованием отклонений;
-	данные сравнения основных характеристик изделия с характеристиками аналогов (отечественных и зарубежных) или дают ссылку на карту технического уровня и качества;
•	в разделе «Описание и обоснование выбранной конструкции» приводят описание конструкции, обоснование принимаемых на данной стадии принципиальных решений (конструктивных, схемных и др.). При выполнении пояснительной записки в виде электронного документа допускается приводить ссылку на электронные макеты (модели), выполненные по ГОСТ 2.052—2006;
•	в разделе «Расчеты, подтверждающие работоспособность и надежность конструкции» приводят:
-	ориентировочные расчеты, подтверждающие работоспособность изделия (кинематические, электрические, тепловые, расчеты гидравлических систем и др.);
-	ориентировочные расчеты, подтверждающие надежность изделия (расчеты показателей долговечности, ремонтопригодности, сохраняемости и др.);
•	в разделе «Ожидаемые технико-экономические показатели» приводят ориентировочные расчеты экономических показателей;
•	в разделе «Уровень стандартизации и унификации» приводят предварительные сведения по использованию в разрабатываемом изделии стандартных, унифицированных и заимствованных сборочных единиц и деталей;
-	перечень использованной литературы и т. п.;
-	перечень средств программного и информационного обеспечения автоматизированных систем, использованных при разработке эскизного проекта.
1.4. Этапы проектирования и разработки компоновки КА
65
1.4.5.	Технический проект
На основании анализа, разработанных вариантов эскизных проектов, результатов лабораторных экспериментальных отработок оборудования и конструкции выбирают вариант компоновки КА и состав бортового оборудования.
Разрабатывают подробную компоновку КА с уточнением габаритов приборов бортового оборудования, мест его установки и способов крепления, прокладки электрических кабелей, волноводов и трубопроводов.
Часто для уточнения компоновки изготовляют натурный макет отдельных отсеков или всего КА.
1.4.6.	Разработка проектной технической документации
После макетирования, утверждения габаритных чертежей бортового оборудования, входящих в КА, выпускают рабочую компоновку (исполнительную), габаритные и установочные чертежи КА. Одновременно с этим в конструкторских отделах разрабатывают техническую документацию на изготовление КА в целом.
По технической документации, выпущенной конструкторским отделом, изготовляют элементы конструкции, узлы и агрегаты КА для проведения экспериментальных исследований по специальным программам. Космический аппарат, укомплектованный оборудованием, подвергают испытаниям. После положительных результатов испытаний техническую документацию передают в производство для получения штатных (летных) образцов КА.
1.4.7.	Экспериментальная отработка
бортового оборудования КА
В процессе создания все бортовое оборудование и КА в целом проходят длительный цикл экспериментальной отработки. Сложность задачи заключается в том, что провести ЛКИ по полной программе, как это делается в авиации, практически невозможно по причине высокой стоимости и ракеты-носителя и ее запуска. Пилотируемые КА, несмотря на большие затраты, отрабатывают в летном режиме. Автоматические КА подвергают комплексным наземным испытаниям, которые подразделяют на два этапа. На первом этапе проводят отработку отдельно блоков, приборов и
66
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
систем бортового оборудования, на втором — комплексные испытаний полностью оборудованного КА.
Все блоки бортового оборудования проходят следующие испытания.
На этапе выпуска конструкторской технологической документации для определения работоспособности блоков и приборов в условиях изменения напряжения и температуры, заданных в ТТЗ, а также точностных характеристик, проводят лабораторно-доводочные испытания на одном-двух макетах каждого блока или прибора. Результаты оформляют в виде протокола на каждый из испытанных приборов.
После получения изготовленной по конструкторской технологической документации опытной партии блоков или приборов на заводе-изготовителе осуществляют конструкторско-доводочные испытания по специально разработанной программе. Цель этих испытаний — всесторонняя проверка работоспособности блоков и приборов под влиянием внешних воздействующих факторов, оговоренных в ТТЗ, а также установление запасов работоспособности блоков и приборов при определенных воздействующих факторах. Результаты испытаний оформляют в виде технического отчета, составляемого для всего оборудования, которое разработано данным предприятием для КА.
Приемо-сдаточным испытаниям подвергают каждый блок и прибор после их изготовления. Такие испытания проводят по соответствующему частному техническому условию представители отдела технического контроля и заказчика. Отметку о результатах испытаний записывают в паспорт (формуляр) блока и прибора. Приемо-сдаточные испытания проходят все блоки и приборы бортового оборудования, устанавливаемого на КА.
Типовым испытаниям, осуществляемым в соответствии с частным техническим условием и общим техническим условием, подвергают приборы и блоки в количестве двух штук каждого наименования. Отметку о результатах типовых испытаний проставляют в паспорт (формуляр) каждого прибора или блока.
Для комплексных испытаний изготовляют реальные изделия, на которых размещают штатную аппаратуру. Задача этих испытаний — проверка работоспособности бортового оборудования в экстремальных условиях. Проводят три цикла комплексных испытаний: электрические, тепловые и вибрационные.
1.4. Этапы проектирования и разработки компоновки КА
67
1.	Электрические испытания. Перед установкой все блоки и приборы проходят экспериментальную отработку, включающую:
•	входной контроль;
•	отработку в составе своей подсистемы, в которую входит данный прибор или блок;
•	комплексную отработку в составе системы на стендах комплексных испытаний.
После окончания проверок комплект бортового оборудования устанавливают на КА для дальнейших испытаний, которые проводят по штатной технической документации в соответствии со штатной инструкцией. Электрические испытания заключаются в проверке:
•	питающих линий бортового оборудования;
•	режимов СУД: демпфирования при отделении от ракеты-носителя; восстановления ориентации КА; наведения (коррекции орбиты); ориентации (построения орбитальной, инерциальной и путевой систем координат);
•	режима реактивной стабилизации;
•	режима электромеханической стабилизации и системы ее разгрузки;
•	функционирования вторичных источников питания;
•	фазировки и зон настройки антенн и двигателей СС.
2.	Тепловые испытания. Как уже было отмечено, при полете КА воспринимает тепловые нагрузки от различных источников нагрева (внешних и внутренних), при этом СТР должна обеспечивать в отсеках заданную температуру. В жилых отсеках пилотируемых КА температура должна составлять 23...25 °C, а в герметичных и негерметичных приборных — 0...40 °C. При тепловых испытаниях в КА монтируют реальную СТР и устанавливают тепловые макеты блоков и приборов бортового оборудования, на которых закрепляют датчики температуры (на теплонапряженных блоках размещают несколько таких датчиков). Датчик температуры также устанавливают в отсеке. В процессе испытаний имитируют такие случаи тепловой нагрузки, как нахождение КА на теневом или освещенном участке орбиты; различные сочетания функционирования бортового оборудования в соответствии с циклограммой режима полета.
В результате подобных испытаний за счет отладки работы СТР удается получить необходимые температурные режимы в отсеках и на местах установки особотеплонапряженных блоков.
3.	Вибрационные испытания. Космический аппарат испытывает значительные вибродинамические нагрузки на различных участках
68
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
полета (особенно на участке выведения при полете на ракете-носителе). Вибрации возникают при включении собственных двигателей КА во время маневрирования, наведения и стабилизации. Испытываемую машину комплектуют реальной аппаратурой, размещаемой на штатных местах со штатным креплением. Вибрационные испытания проводят как в атмосфере, так и в вакууме по всем трем осям КА (в связанной системе координат). В задачу таких испытаний входят:
•	определение собственных частот колебаний блоков и приборов бортового оборудования (особенно крупногабаритных), а также динамических условий в местах их закрепления;
•	установление собственных частот раскрывающихся элементов конструкций (солнечных батарей, антенн, штанг с аппаратурой) как на участке выведения (в зачекованном виде), так и в условиях орбитального полета;
•	проведение вибродинамических и вибропрочностных испытаний корпуса КА и элементов конструкции с блоками и приборами бортового оборудования.
По результатам испытаний уточняется конструкция крепления блоков бортового оборудования, места расположения замков, фиксирующих раскрывающиеся элементы на участках выведения. Проводятся изменения в конструкции корпуса и элементов несущих конструкций.
1.5.	Виды компоновки
После проведенного предварительного выбора состава бортового оборудования, определения массы и габаритов ее блоков, а также ракеты-носителя можно приступать к компоновке КА.
Компоновка — этап работ по проектированию КА (или ракеты), включающий в себя определение внешнего вида КА, выбор его геометрической формы, разделение корпуса на отдельные отсеки, рациональное размещение приборов, узлов и агрегатов, входящих в состав КА (внутри корпуса и вне его), выполнение поставленной задачи, мест стыковки с ракетой-носителем и другими КА.
Условно компоновку можно разделить:
•	на геометрическую;
•	инерционно-массовую;
•	функциональную;
•	конструктивно-силовую;
•	аэродинамическую.
Рассмотрим подробнее каждую из них.
1.5. Виды компоновки
69
1.5.1. Геометрическая компоновка
Геометрическая компоновка заключается в позиционировании компонуемых элементов бортового оборудования относительно связанной системы координат КА. В процессе геометрической компоновки выбирается внешний вид и формируется теоретический чертеж КА, определяющий его форму и габариты.
Форму и габариты КА устанавливают в соответствии с циклограммой режима полетов, которая предусматривает несколько различных конфигураций: транспортную, конфигурацию на участке выведения, рабочую конфигурацию на участке спуска и посадки и т. п.
Например, конфигурация на участке выведения должна учитывать размеры зоны полезной нагрузки головного обтекателя ракеты-носителя. В целях рационального размещения под обтекателем ракеты-носителя все внешние конструкции (солнечные батареи, антенны, штанги с ДУ и приборами) складываются. Так, исходя из требований размещения под обтекателем, КА «Аполлон» выводился на орбиту в виде, требующем перестыковки лунного модуля для продолжения полета.
При геометрической компоновке проводят, если это необходимо, разделение КА на отсеки и функциональные блоки: агрегатный и орбитальный отсеки, спускаемый аппарат и т. д. (рис. 1.17); определяют места размещения солнечных батарей, антенн, ДУ, стыковочных узлов и т. п.
Приборно-Бытовой Спускаемый агрегатный
Рис. 1.17. Схема разделения на отсеки КА «Союз»:
1,2. 3 — переходной, приборный и агрегатный отсеки
70
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
Геометрическую компоновку отсеков начинают с определения комплекта блоков бортового оборудования, размещаемых в данном отсеке. Критерием для этого служит назначение отсека и комплексный подход к решению задачи, поставленной перед КА.
При размещении бортового оборудования в отсеке следует учитывать требования к размещению, указанные в габаритных чертежах на оборудование, заданные положения центра масс и моменты инерции отсека, а также удобства сборочно-монтажных работ в цехе и обслуживания на технической позиции.
1.5.2. Инерционно-массовая компоновка
Инерционно-массовая компоновка — это обеспечение требуемой геометрии масс КА, центровка и балансировка КА относительно строительных осей на всех участках полета.
Обеспечение устойчивости и управляемости накладывает ограничения на положение центра масс и моменты инерции КА. В ТЗ на проектирование КА задают координаты центра масс и его допустимые отклонения. Достижение требуемой точности центровки — трудоемкая задача, для решения которой проводят расчеты на ЭВМ. Определение положения центра масс, выполненное по чертежам, определяют с погрешностью ± 2 %.
Определение положения центра масс КА входит в исходный материал для расчета нагрузок, действующих на КА, а также для нахождения моментов инерции.
Центр масс тела — точка, являющаяся равнодействующей параллельных сил тяжести, приложенных к отдельным частям тела. Процесс определения положения центра масс называют центровкой.
Координаты центра масс КА находят по формулам
Хлм
лл __ Z —1	, у   Z —1	. 'у   Z —1____
ЛЦМ “ п	’ 7ц.м ~ п	’ ZUM ~ и	’
Z = 1	Z = 1	Z=1
где mt — масса /-го элемента конструкции КА; п — количество элементов конструкции; у,, z, — координаты центра масс /-го элемента.
1.5. Виды компоновки
71
Свойства центра масс КА:
•	положение центра масс зависит только от расположения масс элементов КА в пространстве и не зависит от выбора системы координат;
•	если материальные элементы конструкции КА неизменно связаны между собой, то и положение их центра масс относительно этих элементов неизменно;
•	если массы расположены симметрично относительно какой-либо плоскости, то их центр лежит в этой плоскости;
•	если массы симметричны относительно двух плоскостей, то их центр находится на линии пересечения этих плоскостей;
•	если массы расположены симметрично относительно трех плоскостей, то их центр лежит на линии пересечения этих плоскостей.
Отклонения положения центра масс задают в виде зависимости |^(гцм-К3)|-8им <0,
где F — функция, определяющая допустимое отклонение центра масс; Уц м — вектор центра масс КА; У3 — вектор заданного (требуемого) положения центра масс; 8ЦМ — допустимое отклонение.
Качество полученной центровки по трем осям определяют по выражению
^(^цм	~	^тр ) + (Л’ф Л’тр ) + (^ф ^тр ) 9
где Хф, уф, 7ф — фактические координаты центра масс; хтр, у^, zTp — требуемые координаты центра масс.
На всех участках полета положения центра масс образуют в строительных осях некоторую область — QUM. Чем уже эта область, тем совершеннее компоновка КА с точки зрения центровки.
Для проведения центровки необходимо знать массогабаритные характеристики конструктивных элементов КА и приборов бортового оборудования, которые определяются целевыми программами и временем существования.
В результате проектных работ внешней и внутренней компоновки определяют значения масс всех элементов конструкции и приборов бортового оборудования, на этапе геометрической компоновки находят координаты центров масс каждого элемента в строительных осях КА.
72
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
По значениям масс и координатам их центров формируют таблицу, называемую массовой (весовой) сводкой (табл. 1.3).
Таблица 1.3. Инерционно-массовая сводная ведомость
№ п/п	Наименование элемента	Масса, кг	Момент инерции						Координаты ЦМ, м		
			Зх	JY	Л	Jxy	Jyx	Jxz	X	Y	Z
1											
2											
/											
Массовую сводку составляют для всех характерных участков полета при основных состояниях КА, например, на старте КА полностью заправлен, раскрывающиеся элементы конструкции сложены, установлен термочехол; на следующем этапе термочехол и обтекатель сброшены, раскрывающиеся элементы конструкции раскрыты и т. д.
При формировании массовой сводки особое внимание уделяют активным участкам полета, где работает ОДУ, поскольку на них может происходить смещение центра масс в результате расхода топлива. На этих участках инерционно-центровочные характеристики определяют для каждого малого временного участка.
Для нахождения положения центра масс КА выбирают строительные оси (рис. 1.18), которые, как правило, совпадают с осями связанной системы координат КА. Различие заключается в том, что начало координат может располагаться в любой точке на оси X. чаще всего в носовой или в кормовой части КА.
Рис. 1.18. Ориентация строительных осей КА
Расчет центровки проводят для всех участков полета и проверяют экспериментально после изготовления КА.
1.5. Виды компоновки
73
Экспериментальное определение положения центра масс КА осуществляют на сборочной площадке завода-изготовителя после окончательной сборки КА, для чего используют специальные стенды с весами, подъемными механизмами, ложементами, нивелирами и т. д. Положение центра масс находят для каждой из осей КА.
При проведении эксперимента ось X совпадает с продольной осью КА, ось Y перпендикулярна продольной оси и проходит через торец ДУ, ось Z перпендикулярна осям А, У и образует правую систему координат.
При взвешивании КА выставляют в горизонтальное положение по реперным точкам. Расхождение реперных точек по правому и левому бортам не должно превышать 0,5 мм.
Замеры проводят по следующим схемам:
F?a . t
•	определение координаты ацм =—-— (рис. 1.19);
Л/КА
^Ц.М
Рис. 1.19. Схема экспериментального определения положения центра масс по оси X:
1 — реперные точки; 2 — весы

74	/. Общие положения о компоновке космического аппарата
• нахождение координаты Уц м
рзУз + рьУь (рис | 20);
^КА
Рис. 1.20. Схема экспериментального определения положения центра масс по оси Y:
1 — горизонт; 2, 3 — весы
F3z3 + F4z4
•	определение координаты zUM = ——--(рис. 1.21).
WKA
Расчет инерционных характеристик КА. Инерционные характеристики необходимы для определения параметров СУД КА относительно центра масс.
Из теоретической механики следует, что для однородного тела, вращающегося относительно оси симметрии, связь между векторами момента М и углового ускорения (Ь имеет вид
или по компонентам вектора
А7 х — J % cb j A/f у — J у(Ь у i A4 — Jz *	(1.1)
1.5. Виды компоновки
75
Рис. 1.21. Схема экспериментального определения положения центра масс по оси Z:
/ — горизонт; 2. 3 — весы
Выражения (1.1) справедливы, если угол между векторами М и со равен нулю. В общем случае, если угол между векторами М и со не равен нулю, а вектора М и со пропорциональны друг другу и каждая компонента вектора М зависит от компонент вектора со . то составляющие по осям имеют вид
А/ Y — J ХХ^ X JxY^Y JXZ^Z ’
h/f у - Jух X JYY Y JYZ 7 ’	(1 • 2)
- Jzx^x ~^ZY^Y ~JZZ®Z’
где Jxx, Jxy, Jxz — коэффициенты пропорциональности, имеющие размерность моментов инерции. Коэффициенты в формуле (1.2) являются компонентами тензора второго ранга, или тензора инерции тела (КА),
16
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
XX ~ XY ~ XZ
J = -JYX JYY - JYZ
\~JZX “ JzY ^ZZ J
Тензор инерции KA характеризует его инерциальные свойства при вращении. Диагональные члены называются осевыми моментами инерции, недиагональные — центробежными. Если = JZv, Jxy = Лу, Jyz = Jzy, то тензор, удовлетворяющий этому условию, называют симметричным. Если одинаковые массы КА расположены симметрично относительно его плоскостей, то тензор инерции является диагональным.
Взаимная ориентация векторов М и со определяется значениями компонент тензора инерции, например, если JXx = Лх = = Jzz = остальные коэффициенты равны нулю, то выражение (1.2) переходит в выражение (1.1). Если центробежный момент инерции относительно осей X и Y равен нулю, то эти оси называют главными.
Оси симметрии КА всегда должны быть главными для обеспечения автономности управления стабилизацией КА по каналам тангажа, курса и крена. При компоновке массы элементов конструкции и приборов бортового оборудования необходимо распределять симметрично относительно плоскостей связанной системы координат КА так, чтобы тензор инерции был диагональным.
Из анализа динамических уравнений вращения вокруг центра масс КА с недиагональным тензором инерции (1.2) следует, что момент, создаваемый исполнительными органами СС по какому-либо каналу, вызывает ускоренное движение сразу по всем трем каналам. В этом случае движение имеет перекрестные связи, лишающие эти каналы автономности. Чем выше центробежные моменты инерции, тем сильнее перекрестные связи. При диагональном тензоре инерции, если оси связанной системы координат XYZ являются главными центральными осями инерции, то движение независимо и управление по каналам тангажа, курса и крена приобретает автономность.
1.5. Виды компоновки
77
Для определения компонент тензора инерции КА на основе массовой сводки составляют ведомость инерционно-массовых характеристик приборов бортового оборудования и элементов конструкции КА (см. табл. 1.3). Для тех же состояний и элементов, что и в массовой сводке, в ведомость вносят координаты центра масс в осях связанной системы координат, массы и моменты инерции относительно собственных центральных осей, параллельных осям связанной системы координат.
Момент инерции каждого тела — величина аддитивная, т. е. момент инерции КА равен сумме моментов инерции его частей относительно центральных осей:
п J=Y^, /=1
где — масса z-го тела, т = р/СК); р, — плотность /-го тела; V, — объем /-го тела; R, — расстояние от оси, относительно которой вычисляется момент инерции.
Для изделий с неравномерно распределенной массой плотность определяют по выражению
Ат р = нт-=
АК
dm ~dV"
где Ат — масса, заключенная в объеме А К
Моменты инерции каждого элемента относительно собственных центральных осей XYZтаковы:
ЛобА\ J (У1 + zi )Рср/^^’
У
Лоб У, J
У
Лоб Z, ~ J + У} )рср ->
У
78
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
где i — номер элемента конструкции; К, — объем z-ro элемента; рср, — средняя плотность z-ro элемента конструкции.
К связанным центральным осям XYZ переход осуществляется по теореме Штейнера (рис. 1.22):
Лв — Лоб +	.
Рис. 1.22. Схема приведения момента инерции
Моменты инерции в связанной системе координат КА имеют следующий вид:
J Х{ ~~ Лоб X, + (з^соб i + ^соб / ) ’
^Yt ~ соб К, + (^соб / + -*"соб I)’
JZt ~ Лоб Z, + (-^соб i + З^соб i )•
Суммарные моменты инерции всего КА относительно осей связанной системы координат
п	п	п
х - ^х. ’ - Ха ’ а ~ Ха •
1	1	1
Значения центробежных моментов инерции необходимы для нахождения инерции собственных центральных осей
ЛобА'/У/ ~ J -> Лоб A^Z, “ J xiziPi^V^	“ J V^iPi^r
У.	yt	У.
В некоторых случаях исходя из условий полета на сумму цен-робежных моментов накладывают ограничения
|Лоб X,Y, | +1Лоб X,Z' | + |Лоб YtZ, | <	?
где 8/ — допуск на сумму центробежных моментов инерции, опреде-
ляющий степень совпадения центральных осей отсека с осями КА.
Известные моменты инерции КА позволяют проводить компоновку двигателей СС и СО КА.
Например, момент Л/, необходимый для разворота КА,
1.5. Виды компоновки
79
М = 7(0 = ^,
где РуАХ — сила тяги управляющего двигателя; L — плечо приложения силы.
Как правило, при проектировании задают величины ш и ш , с помощью которых при известном моменте инерции находят плечо £, что определяет позиции, на которых должны устанавливаться двигатели, или при заданных положениях двигателей их требуемую силу тяги Руп.
Балансировка отсека. Задача статической балансировки КА состоит в приведении его центра тяжести на ось вращения. В дополнение к этому динамическая балансировка КА должна обеспечивать равенство нулю центробежных моментов инерции. Космический аппарат, уравновешенный статически и динамически, является полностью сбалансированным.
Существуют случаи, когда за счет внутренней компоновки отсека невозможно обеспечить заданные для него положение центра масс и моменты инерции, поэтому прибегают к установке балансировочных масс (рис. 1.23).
Рис. 1.23. Схема установки балансировочной массы:
тб — балансировочная масса, обеспечивающая заданное положение центра масс отсека; С’§ — вектор размещения балансировочной массы: Уцм— вектор положения центра масс; — вектор заданного положения центра масс
Точка установки балансировочной массы лежит на прямой, проходящей через требуемый и действительный центры масс отсека, и максимально приближена к границе отсека. Балансировочная масса
80
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
п	п
пц = min ——;-------zr-p!—,
^,(76eG	\Y3-U.\
где Ul — вектор положения /-го элемента; G — множество точек, принадлежащих отсеку.
Для некоторых КА задают ограничения на моменты инерции. Наиболее распространено требование равенства моментов инерции относительно осей А" и К в декартовой системе координат, которое записывают в виде
и
Х[Мл )+(<-, -<J]= °’
где у/9 zt — координаты центра масс /-го элемента; J:I, Jyi — собственные моменты инерции /-го элемента.
Балансировочную массу, отвечающую требованиям равенства моментов инерции относительно осей А" и У, находят из выражения
п
™	— 2=1_______________
Если ось X пересекает отсек, то точка установки балансировочной массы лежит в одной из плоскостей —XOY или ZOX(рис. 1.24).
Рис. 1.24. Схема установки балансировочной массы для обеспечения заданного момента инерции
1.5. Виды компоновки
81
Для сохранения положения центра масс балансировочную массу делят на две равные части.
1.5.3.	Функциональная компоновка
Компоновка любого КА как процесс рационального размещения оборудования условно подразделяется на внешнюю и внутреннюю.
Внешняя компоновка определяет геометрические формы КА, его размеры, взаимное расположение отсеков и включает в себя разработку требований к размещению на поверхности корпуса КА приборов, систем и другого оборудования.
Внутренняя компоновка обусловливает размещение оборудования в отсеках КА с учетом требований к их установке, прокладку соединительных коммуникаций и т. п. На наружной поверхности корпуса КА находится значительное количество блоков бортового оборудования (антенн, солнечных батарей, ИК-датчиков, датчиков Солнца и т. д.). При установке необходимо строго выдерживать требуемые зоны обзора, размещая оборудование так, чтобы одни блоки не мешали другим перекрытием зон обзора и действия.
Если оборудование во время полета раскрывается, то при этом не должны перекрываться зоны обзора других приборов.
1.5.4.	Конструктивно-силовая компоновка
Конструктивно-силовая компоновка предусматривает:
•	создание силовой схемы КА, которая воспринимает основные нагрузки, действующие на КА на всех участках полета;
•	органичное сочетание силовых элементов конструкции и полезных объемов внутри и вне этой конструкции при размещении приборов бортового оборудования;
•	учет требований производства и эксплуатации;
•	обеспечение требуемого ресурса функционирования КА в течение заданного времени эксплуатации на рабочей орбите.
В полете на КА действуют два вида сил: внешние и внутренние.
К внешним силам, действующим на КА, можно отнести: G — силу тяжести; Р — силу тяги ДУ при маневрировании; Руп — силу тяги управляющих двигателей и двигателей стабилизации; X и Y —
82
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
аэродинамические силы, действующие на участке спуска в атмосфере; Лоз — возмущающую силу, действующую на КА в полете. Все эти силы характеризуют взаимодействие КА с окружающей средой.
По характеру распределения все внешние силы можно подразделить на три категории:
•	объемные или массовые, распределенные по всему объему КА и пропорциональные плотности его материала (силы тяжести и инерциальные силы);
•	поверхностные, распределенные по поверхности (аэродинамические, гидродинамические и другие силы);
•	сосредоточенные — большие силы, сосредоточенные на малой поверхности, их можно считать силами, если они приложены в точке (сила тяги двигателей и т. д.).
Внешние силы, действующие на корпус КА, приводят к возникновению внутренних сил в несущих элементах конструкций, которые зависят от распределения внешних сил по поверхности корпуса и от характера изменения их во времени.
По характеру изменения во времени все внешние силы делятся на статические, не изменяющиеся длительное время, и динамические, быстро меняющиеся во времени.
Отклонение внешних сил, действующих на КА, от расчетных называют внешними возмущающими силами.
При компоновке бортового оборудования КА рассматривают как тело с низкими частотами упругих колебаний, характерных не только для КА больших размеров, но и для космических систем, которые состоят из нескольких состыкованных КА, вследствие малой жесткости стыковочных узлов. При этом корпуса состыкованных КА в первом приближении можно считать абсолютно жесткими телами, перемещающимися друг относительно друга за счет нежесткой связи между ними с частотами, близкими к 1 Гц. Отсюда становится актуальной задача исследования упругих колебаний КА, оснащенного системой управления.
1.5.5.	Аэродинамическая компоновка
Под аэродинамической компоновкой будем понимать выбор формы и габаритов КА, гарантирующих с момента старта и последовательно на всех режимах полета выполнение таких аэродина
1.5. Виды компоновки
83
мических задач, как обеспечение аэродинамической стабилизации и управления полетом КА; требуемых аэродинамических характеристик (аэродинамических коэффициентов, аэродинамического качества); статической устойчивости КА; формирование полей обтекания, обеспечивающих требуемые температуры на поверхности корпуса.
Аэродинамическая компоновка зависит от назначения КА. Все КА можно подразделить на два класса: орбитальные КА, не возвращаемые на Землю, и КА, совершающие мягкую посадку на Землю или другую планету, имеющую атмосферу. Это различие накладывает строгие ограничения на аэродинамическую компоновку.
Траекторию полета КА можно разделить на следующие участки: полеты в атмосфере на участке выведения в космосе, на участке орбитального полета, в атмосфере на участках спуска и мягкой посадки на Землю. На каждом из этих участков аэродинамическая компоновка КА существенно влияет на параметры траектории.
Как правило, при прохождении плотных слоев атмосферы на участке выведения КА закрыт обтекателем, и его аэродинамические формы не влияют на параметры траектории выведения. Исключение составляют многоразовые транспортные космические корабли, которые имеют обтекаемые аэродинамические формы. В верхних слоях атмосферы, после сброса обтекателя, аэродинамические характеристики КА также существенно не влияют на параметры траектории.
На участке орбитального полета аэродинамическая форма КА влияет на время его существования на орбите, что особенно актуально для долгоживущих КА, работающих на малых высотах. При выборе аэродинамической формы орбитального КА следует:
•	придавать корпусу КА максимально возможную обтекаемую форму для того, чтобы аэродинамическое сопротивление КА было минимальным (особенно для низколетящих КА); однако возможна и произвольная форма КА (например, куб);
•	обеспечивать минимально возможный мидель корпуса КА, поскольку он влияет на аэродинамическое сопротивление и возмущающую силу, вызванную солнечным ветром (особенно для высоколетящих КА);
84
1. Общие положения о компоновке космического аппарата
•	учитывать наличие бортового оборудования, требующего размещения в герметичных отсеках, которые необходимо выполнять в виде тел вращения, поскольку такие формы позволяют получать минимальные массы конструкции по сравнению с другими формами при использовании одинаковых материалов и нагрузок, действующих на отсек.
Особенности аэродинамической компоновки спускаемых КА. На участке спуска в атмосфере аэродинамическая форма играет решающее значение, поскольку основная масса кинетической энергии, которой обладает КА, входящий в атмосферу, за счет аэродинамического сопротивления трансформируется в тепловую энергию.
Рассмотрим основные принципы компоновки КА, совершающих посадку на планету с атмосферой. Такие КА делятся на две группы.
К первой группе относятся КА, обладающие значительным аэродинамическим качеством и совершающие посадку на колеса. Аэродинамическая компоновка подобных КА предполагает наличие крыльев или несущего корпуса (например, «Буран» и «Спейс Шаттл»). На участке выведения аэродинамическая форма этих КА обеспечивает необходимый минимум аэродинамического сопротивления.
Вторая группа — КА с малым аэродинамическим качеством, предназначенные не для посадки на аэродром, а для спуска в заданном районе на парашюте или другом посадочном устройстве. К ним относятся средства доставки на Землю со спутников и орбитальных станций различных грузов (экипажа, фотоматериалов, результатов космических экспериментов, продуктов космического производства и т. п.). На участке выведения КА убираются под обтекатель ракеты-носителя и не создают дополнительное аэродинамическое сопротивление.
Задачи аэродинамической компоновки спускаемого КА можно сформулировать следующим образом:
•	КА должен иметь минимальные массу и габариты;
•	КА должен обладать заданным аэродинамическим качеством, обеспечивающим требуемые маневрирование при спуске, аэродинамическое сопротивление, торможение при полете в атмосфере;
•	КА необходимы запас аэродинамической устойчивости и органы управления, позволяющие управлять маневрированием на участке спуска.
1.5. Виды компоновки
85
Основные типы и характеристики спускаемых КА приведены в табл. 1.4.
Форма спускаемого КА в значительной степени определяет вид траектории спуска, а следовательно, и условия (перегрузки и тепловые потоки, возникающие при торможении КА в атмосфере), в которых будет проходить спуск КА.
Спускаемый КА, движущийся по баллистической траектории, испытывает перегрузки, доходящие до 10 ед. Для пилотируемых спускаемых КА, летящих по пологой или планирующей баллистическим траекториям, перегрузка значительно меньше, 2...4 ед. Снизить перегрузки, действующие на такой КА, можно за счет увеличения времени спуска. Это возможно только при управлении КА на траектории полета в атмосфере.
Таблица 1.4. Основные типы и параметры спускаемых КА
		Тип спускаемого КА			
Характеристика			Аэродиамического качества		
	ьаллистическии		малого	среднего	большого
Форма	Сфера	Сегментальная	Сегментальная	Несущий корпус	Крылатый
Аэродинамическое качество при числе: М> 1 М< 1 Вид спуска с орбиты Посадка: способ точность, м	0 0 Баллис Верти! ±3(	0 0 этический сальный (пар; ЗОЮ3	0,2... 0,5 0 Скользящий 1ШЮТНЫЙ) 1 ±ЗО-1О3	0,7... 1,2 0,8...0,9 Планир Вертикальный ±10 • 103	1,3...3,0 3,0...5,0 >ующий Самолетный ±50
86
/. Общие положения о компоновке космического аппарата
Максимальные тепловые потоки действуют на КА, спускающийся по баллистической траектории, но поскольку время спуска незначительно, суммарные тепловые потоки сравнительно малы. Если спускаемый КА летит по пологой, или планирующей, баллистической траектории, то удельный тепловой поток, действующий на КА, будет меньше, чем при баллистическом спуске, но суммарный тепловой поток значительно возрастет в связи с увеличением времени полета. Регулировать тепловые потоки, действующие на КА при спуске в атмосфере, также можно, управляя полетом КА.
Управлять КА, летящим по скользящей и планирующей траекториям спуска в атмосфере, можно за счет программного изменения углов атаки а и крена у. Управление с помощью изменения угла атаки требует значительного расхода рабочего тела. Кроме того, при больших углах атаки возможен обдув набегающим потоком боковой поверхности КА, поэтому необходимо разместить на поверхности мощную теплозащиту, что увеличит массу теплозащиты, а следовательно, и массу КА в целом. Управление КА путем изменения угла крена основано на следующем. Известно, что центр масс смещается вверх относительно центра давления по оси симметрии КА, при этом спуск осуществляется на балансировочном угле атаки (осб 0). Вектор подъемной силы лежит в плоскости симметрии и проходит через центр давления, при развороте КА на угол крена происходит перераспределение сил, возникает боковая сила, а вертикальная составляющая подъемной силы уменьшается.
Таким образом, системы ориентации и стабилизации спускаемого КА осуществляют управление боковой и продольной дальностью полета, а также регулируют требуемые перегрузки и тепловые потоки.
При проектировании КА, летящего по скользящей траектории спуска, целесообразно применять аэродинамическую сегментальную форму, обладающую следующими преимуществами:
•	удобством размещения полезной нагрузки, компоновки оборудования и парашютной системы;
•	относительно небольшими скоростями к моменту ввода парашютной системы (порядка 100...200 м/с);
•	реализацией хорошего аэродинамического качества, не требующей наличия специальных устройств;
•	требуемой массой теплозащиты, которая не превышает 20 % массы КА.
2.	КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ КАЧЕСТВА КОМПОНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
2.1.	Методы оценки качества компоновки
Для оценки результата компоновки необходимы количественные критерии, позволяющие сделать объективное заключение о качестве созданной компоновки.
Критерии качества компоновки Kt зависят от варьируемых параметров компоновочной схемы Pt\
K,=f(P},P2,P3,...,P„...,Pn), i = \,...,m.	(2.1)
Как правило, параметры Р, определяют форму и взаимное расположение компонуемых элементов, а также их взаимовлияние. Постановка задачи компоновки связана с выбором этих параметров и заданием функциональных зависимостей между ними, т. е. с математической формализацией технических требований к размещению оборудования на борту КА; их подразделяют на две основные группы:
•	требование целевого назначения приборов и элементов конструкции;
•	требование по исключению нерасчетного взаимовлияния систем.
Первая группа технических требований задается в виде ограничений на расположение каждого прибора, размещаемого на борту КА, которые возникают исходя из условий максимально эффективного функционирования. Прибор должен быть установлен в фиксированной области, заданной в связанной системе координат КА. Например, часто ось Y фотоаппарата должна совпадать или быть
88	2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
сонаправлена с главной осью инерции Y КА, или технологическая установка по производству сверхчистых материалов должна находиться в зоне действия минимальных микроускорений и т. п.
Для формализации первой группы требований необходимо математическое задание формы, размеров КА и его элементов. При этом используют геометрическое моделирование с помощью методов начертательной (на чертежных листах или плазах) и аналитической геометрии, а также компьютерной графики. В последнем случае говорят об электронном геометрическом моделировании.
Вторая группа технических требований задается в виде качественных и количественных моделей взаимовлияния. Например, при размещении антенн следует учитывать их диаграммы направленности, при установке панелей солнечных батарей — не допускать затенения поверхностей фотоэлектрических преобразователей, при плотной компоновке приборных отсеков — учитывать взаимовлияние температурных полей, которое не должно ухудшать характеристики целевого оборудования.
Формализация данной группы требований основана на построении математических моделей физических процессов теплопередачи, электродинамики, оптики, динамики и прочности конструкций.
Особенность задачи компоновки состоит в том, что параметры Pj являются общими для различных критериев качества. Как правило, изменение некоторого параметра компоновочной схемы улучшает одни критерии качества и ухудшает другие. Таким образом, критерии вступают в противоречие друг с другом, и для оценки необходим общий интегральный критерий, учитывающий степень влияния различных критериев на общее качество компоновки.
Общий критерий (целевая функция) Z формируется на основе метода экспертных оценок и представляется как взвешенная сумма критериев
т
z =	(2-2)
/=1
где т — число критериев; а, — весовой коэффициент /-го критерия, который задается экспертами на основе постановки целевой задачи проектирования и опыта разработки прототипов КА.
В результате, с математической точки зрения, поиск наилучшей компоновки КА приводит к постановке математической задачи оптимизации, в которой требуется найти экстремум (минимум или максимум) целевой функции (2.2) многих переменных при ограничениях, определяемых системой неравенств.
2.2. Главные критерии качества компоновки
89
К числу ограничений в математической задаче компоновки, определяющих условия существования КА, относятся, в частности, ограничения по размещению отдельных элементов, ограничения на инерционно-массовые характеристики, эксплуатационные и технологические ограничения.
Полная и непротиворечивая строгая математическая формализация задачи компоновки затруднена тем, что критерии компоновки (2.1), ограничения и целевая функция (2.2) часто могут быть найдены только в ходе анализа больших объемов информации о компоновках прототипов КА. Сбор и обработка информации может занимать длительное время, поэтому возникает необходимость максимальной автоматизации данного процесса для сокращения сроков и повышения качества разработки КА.
Сложность решения задачи компоновки современного КА определяется большой размерностью задачи, т. е. огромным количеством неизвестных параметров, к числу которых относятся обобщенные координаты элементов, размещаемых в отсеке, габариты отсека, номенклатура используемых стандартных изделий (нормалей), параметры режимов работы оборудования и пр.
Поскольку найти аналитическое решение задачи оптимизации компоновки возможно только в небольшом числе частных случаев, то используют численные методы оптимизации компоновки на ЭВМ. При таком подходе требуется автоматизация процесса синтеза и расчета вариантов компоновки в целях анализа наибольшего количества вариантов за заданный промежуток времени.
2.2.	Главные критерии качества компоновки
Главными критериями качества компоновки КА можно назвать следующие:
•	обеспечение максимальной эффективности целевого оборудования;
•	минимальная масса элементов конструкции и бортового оборудования;
•	минимальный расход энергии рабочего тела и электроэнергии;
•	требуемая надежность элементов конструкции и систем бортового оборудования;
•	унификация элементов конструкции КА и бортового оборудования;
90	2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
•	трудозатраты и стоимость изготовления КА;
•	эксплуатационные затраты как сумма работ по монтажу, демонтажу, наладке приборов с учетом графиков их обслуживания и замены, а также с учетом показателей надежности элементов (например, наработки на отказ).
В качестве основной задачи проектирования КА перечисленные критерии определяют то, для чего создается КА — наивысшую эффективность выполнения целевых работ. Кроме этого, эффективность напрямую зависит от сроков создания КА и стоимости его жизненного цикла.
2.2.1.	Обеспечение максимальной эффективности
целевого оборудования
Эффективность проведения КА целевых работ Э^А зависит от параметров и характеристик целевого оборудования КА, а также от качества выполненной компоновки и характеристик СУД. В общем виде эту зависимость можно записать как
Эка =^Оцр, ПО, /WO, Л\(0, GpT(0, Дер, Дфсс, Яад),
где Эцр — эффективность проведения целевых работ целевым оборудованием, установленным на КА; T(t) — время постоянной ориентации КА в течение полета, обеспечивающее проведение целевых работ; РсудСО — вероятность безотказной работы СУД; МСО — мощность энергопотребления СУД; GpT(r) — расход рабочего тела на управление и стабилизацию; Аф — погрешность СО и СС СУД по углу; Афсс — погрешность СС по угловой скорости; Л?ад — коэффициент, характеризующий адаптивность СУД.
Кроме общего критерия, существуют другие специальные критерии.
1.	Критерий экономической эффективности
Эка =
° КА
где F(F) — целевая отдача (сложная функция), т. е. прибыль, полученная в результате исследований, проведенных КА; 3Кд — затраты на производство и эксплуатацию КА.
2.2. Главные критерии качества компоновки
91
2.	Критерий эффективности проведения научных работ целевым оборудованием
Э = Рн(/)Р0П(г),
где Рн(0 — вероятность безотказного функционирования КА при решении научных проблем; Роп(0 — вероятность опознавания объекта при научных наблюдениях,
РОп(/) = РразЖ1ЧЖ(С/’расп(0.
Здесь Рраз(0 — разрешение научной аппаратуры; Рп ч(7) — пороговая чувствительность аппаратуры; РТ (t) — вероятность периода обзора; РраСп (0 — распознавание наблюдаемого объекта.
3.	Составной критерий, аналогичный целевой функции (2.2) и учитывающий различные частные показатели эффективности,
Э = к(Э\ + к2Э2 +... + кпЭп,
где Э], Э2, ..., Э„ — частные показатели эффективности, входящие в систему частных показателей; к\,къ .... кп — весовые коэффициенты, определяющие относительную зависимость частных показателей от различных проектных решений.
Для обеспечения максимальной эффективности целевого оборудования при компоновке КА необходимо выполнять следующие рекомендации:
•	характеристики целевого оборудования, разрабатываемого для данного типа КА, должны отвечать современным техническим требованиям по разрешению, производительности, иметь минимальные массу и габариты, потреблять минимальное количество электроэнергии;
•	компоновка должна обеспечивать полное отсутствие в поле зрения оптической аппаратуры и антенных систем элементов конструкции КА;
•	целевое оборудование необходимо размещать в местах с минимальными вибродинамическими нагрузками, наилучшими температурными режимами (желательно 15 ± 5 °C) и с обеспечением герметизации оборудования (если это необходимо);
•	места установки чувствительных приборов целевого оборудования и систем ориентации и стабилизации должны иметь еди
92	2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
ное жесткое основание, на которое размещают как чувствительные приборы целевого оборудования, так и чувствительные приборы систем ориентации и стабилизации СУД КА, обеспечивая взаимную привязку их осей с высокой точностью.
2.2.2.	Минимальная масса элементов конструкции
и бортового оборудования
В ТТЗ задается, а в процессе проектирования уточняется масса КА. Массовые характеристики КА обусловлены его типом, целевыми задачами, временем существования и существенно различаются в зависимости от типа. В табл. 2.1 приведены массовые характеристики одного из существующих КА.
Таблица 2.1. Массовые характеристики одного из существующих КА
Номер п/п	Наименование элемента конструкции	Отношение массы элемента к массе КА, %
1	Полностью снаряженный КА	100
1.1	Головной обтекатель с системами разделения, охлаждения, элементами энергооборудования и измерительной аппаратурой	11
1.2	Проставка	1,0
1.3	ДУ, заправленная топливом и газом:	21,0
1.3.1	каркас отсека ДУ	0,906
1.3.2	ДУ сухая	4,73
1.3.3	топливо	14,9
1.3.4	сжатый газ	0,50
1.4	Конструкция герметического отсека с рамой, элементами крепления аппаратуры, покрытиями и герметическими платами	7,95
1.5	Проставка герметического отсека	0,427
1.6	«Юбка» отсека ДУ	0,38
1.7	Рама общей сборки антенны радиотехнического целевого оборудования	1,76
1.8	Воздух в герметическом отсеке	0,25
1.9	Система ликвидации	0,26
2.2. Главные критерии качества компоновки
93
Окончание табл. 2.1
Номер п/п	Наименование элемента конструкции	Отношение массы элемента к массе КА. %
1.10 1.10.1 1.10.2 1.10.3 1.10.4	Электроавтоматика: электроавтоматика СТР и системы регу- лирования давления электроавтоматика управления пиросредствами и механизмами электроавтоматика системы распределения питания электроавтоматика пневмогидросистемы ДУ	1,04 0,356 0,08 0,50 0,124
1.11	Аппаратура системы документирования	0,10
1.12	Система регулирования давления	0,224
1.13	Пиротехнические устройства без системы разделения обтекателя	0,238
1.14	АФУ	0,214
1.15	Бортовая кабельная сеть	4,04
1.16 1.16.1 1.16.2 1.16.3	СТР: экрановакуумная термоизоляция рабочая жидкость агрегаты, трубопроводы, крепления	4,46 0,262 1,00 3,20
1.17	Управляющий информационный вычислительный комплекс	0,758
1.18	Бортовая аппаратура командноизмерительной системы	0,572
1.19	Радиотелеметрическая аппаратура	0,50
1.20	Аппаратура спутниковой навигации	0,366
1.21	Бортовое синхронизирующее устройство	0,152
1.22	Целевое оборудование	24,0
1.23 1.23.1 1.23.2	СГЭ: бортовая солнечная батарея (2 шт.) блоки бортовой СГЭ	15,7 6,34 9,44
1.24	СУД и бортовая корректирующая система	4,34
1.25	Неучтенные системы и резерв массы	3,7
94	2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
Масса КА складывается из масс целевого Л/цоб и бортового Л/бОб оборудования, массы Мон конструкции КА и массы топлива М(0:
^КА ~ ^ц.об + ^б об +	(0 + ^кон •
Для приборов бортового оборудования вводится массовый критерий Л^боб, (обычно	= 0,8...0,9):
г _ Gcx
Лбоб -р; ~	>
^сх ' ^мех
где Gcx — масса схемотехнической части прибора; GMex — масса механической части прибора.
Массу топлива определяют исходя из запаса характеристической скорости, необходимой КА для маневрирования в космическом пространстве.
Масса конструкции зависит от требований к прочности и вибродинамической устойчивости КА, применяемых материалов и технологии изготовления, а также от методов проектирования.
Все внешние воздействующие факторы, воспринимаемые элементами конструкции и приборами КА, могут снижать их надежность, а для оборудования — увеличивать инструментальные погрешности.
Рис. 2.1. Факторы, влияющие на массу конструкции КА
2.2. Главные критерии качества компоновки
95
Масса конструкции Л/кон (рис. 2.1) включает:
•	массу силовой конструкции, воспринимающей, перераспределяющей и уравновешивающей внешние и внутренние силы, которые действуют на КА;
•	массы дополнительных конструкций, выполняющих вспомогательные действия и не являющиеся силовыми конструкциями.
Силовая конструкция должна удовлетворять требованиям статической и усталостной (обеспечение требуемого ресурса) прочности.
Минимизация массы конструкции определяется конструкторскими решениями, заложенными при выборе конструктивносиловой схемы, глубиной и тщательностью методов расчета и точностью проводимых экспериментов.
Оптимизация компоновки конструкции КА в целях уменьшения его массы проводится многовариантным анализом возможных компоновочных схем с использованием методов автоматизации проектных работ на базе компьютерных технологий. При этом решаются следующие задачи минимизации массы конструкции при компоновке КА:
•	необходимость обеспечения минимально возможной массы корпуса КА, в частности, обоснованный подход к выбору формы и объемов герметичных отсеков;
•	размещение в герметичных отсеках только того оборудования, которое не может работать в условиях открытого космоса, но его невозможно изготовить в герметичном варианте;
•	выполнение оболочки корпуса КА из конструктивных элементов, приведенных на рис. 2.2;
•	применение методик равнопрочного конструирования и исключения из компоновки КА дополнительных конструкций, например, при расчете на прочность отсеков КА необходимо учитывать наличие в отсеке приборных рам, также воспринимающих нагрузки (рис. 2.3);
•	использование наилучших по своим характеристикам высокопрочных легких материалов (в том числе композиционных), защитных покрытий и т. п. (например, применение композиционных материалов, для изготовления баков, шар-баллонов и других емкостей);
96	2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
Рис. 2.2. Конструктивные элементы, применяемые при выполнении оболочек корпуса КА:
а — продольные элементы таврового типа: б — продольные элементы в виде ребер; в — продольные элементы в виде Г-образного профиля; г — штампованная панель; д — литая панель; е — панели из гладкого и гофрированных листов; ж — сотовая панель с одним слоем сотового заполнителя: з — то же с тремя слоями сотового заполнителя; 1 — несущий слой; 2 — сотовый заполнитель с шестигранной ячейкой
Рис. 2.3. Приборные рамы в отсеке:
1 — приборная рама; 2 — оболочка корпуса
• необходимость минимизации длины и массы коммуникаций (трубопроводов и кабельных трасс). Массу трассы коммуникаций Л/тк можно представить в виде
MTK=CCTFg(g£,
где Сет — статистический коэффициент, учитывающий особенности прокладки трасс; F — площадь сечения трубо
2.2. Главные критерии качества компоновки

провода или кабельной трассы; g, — погонная масса z-й трассы коммуникации; ц — коэффициент, учитывающий координаты разъемов; L — длина трассы коммуникации;
•	обеспечение защиты элементов конструкции от внешних воздействующих факторов (см. гл. 1);
•	рациональный выбор крепежа и по возможности замена металлического крепежа на пластиковый;
•	максимальное использование сварных конструкций;
•	применение плоских кабельных трасс.
Следует учитывать, что при отрицательных температурах некоторые металлы становятся хладноломкими. Критерием является температура хрупкости (хладноломкости) Гхр, при которой металлы и сплавы переходят из пластичного состояния в хрупкое.
Под рассчитанную массу выбирается ракета-носитель, выводящая КА в космос. Как правило, это многоступенчатая ракета-носитель, имеющая 2-5 ступеней, в зависимости от параметров рабочей орбиты. По энергетическим характеристикам существующие ракеты-носители можно разделить на следующие классы:
•	сверхлегкие — до 2 т («Стрела», «Старт»);
•	легкие — до 5 т («Космос», «Молния», «Циклон»);
•	средние — до Ют («Союз», «Русь»);
•	тяжелые — до 20 т («Протон», «Сатурн-1 В»);
•	сверхтяжелые — до 100 т («Энергия»).
Выбор ракеты-носителя определяет габариты зоны полезной нагрузки под обтекателем, а следовательно, максимально возможные габариты разрабатываемого КА, что задает дополнительную взаимосвязь между массой и габаритами КА.
Обеспечение минимальной массы КА и приборов его бортового оборудования требует постоянного взаимодействия в соответствии со схемой конструктор — производство — служба контроля массы.
2.2.3.	Минимальный расход энергии рабочего тела
и электроэнергии
В результате компоновки КА необходимо обеспечить минимальный расход энергии на всех участках полета.
Под энергией КА понимается энергия рабочего тела ДУ (топлива и сжатых газов), а также электроэнергия, необходимая для функционирования бортового оборудования. Как правило, запасы рабочего тела на борту КА невосполнимы (если не предусмотрена дозаправка КА в полете, что характерно, например, для долговременных пилота-
98	2 Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
руемых орбитальных станций). Запасы электроэнергии восполнимы при наличии СГЭ в составе бортового оборудования.
Выбор топлива при проектировании КА имеет большое значение, так как физико-химические свойства его компонентов и условия их эксплуатации практически определяют схему, массу, габариты и баллистические характеристики ДУ. Таким образом, тип топлива во многом формирует систему проектных параметров ДУ.
В КА используют газообразные, жидкие и твердые ракетные топлива. Двигательные установки, работающие на сжатом газе, имеют следующие преимущества перед ЖРД: простота конструкции, высокая надежность, возможность получения малых значений силы тяги, отсутствие агрессивных и токсичных продуктов, простота заправочного оборудования, низкая стоимость изготовления и экспериментальной отработки. Однако область применения подобных ДУ ограничена суммарным импульсом силы тяги и силой тяги. Основные недостатки — невысокая экономичность вследствие малого удельного импульса силы тяги и большая удельная масса, связанная со значительной массой баллонов для хранения сжатых газов.
Наибольшую энергетическую эффективность имеют широко применяемые в настоящее время ЖРД на двухкомпонентном жидком топливе со значительным удельным импульсом силы тяги ДУ.
Расход энергии рабочего тела при маневрах определяется траекторией движения КА. Это устанавливает связь между баллистикой КА его компоновкой. Например, на расход энергии рабочего тела для межпланетных КА могут существенно влиять момент старта, необходимое время перелета и использование маневров в гравитационных полях планет.
При работе СУД расход энергии рабочего тела характеризуется параметрами режимов ориентации и стабилизации. Выбором значений силы тяги и моментов включения и выключения сопел ЖРД с учетом параметров угловых движений КА и характеристик СУД можно получить минимальный расход энергии рабочего тела.
Например, систему угловой стабилизации на ЖРД строят, используя принципы релейных систем, которые наиболее просты, имеют наименьшее число элементов и надежны в эксплуатации. В рэлейных системах реактивные сопла функционируют в течение малых промежутков времени, необходимых для устранения отклонений КА от заданного положения. Установившийся режим работы релейных систем — автоколебания (рис. 2.4), параметры предельного цикла которых прежде всего зависят от характеристик чувствительных элементов и возмущений, действующих на КА.
2.2. Главные критерии качества компоновки
99
д
ДО
D +^1
А'
+#il'

Рис. 2.4. Цикл автоколебаний
£
С
Расход энергии рабочего тела непосредственно связан с параметрами автоколебаний — импульсного режима включений сопел.
При запаздывании идеальный цикл автоколебаний (штриховая линия на рис. 2.4) деформируется. При включении сопла в точке А управляющий момент возникает с некоторым опозданием в точке А', с координатами (3 + A3)i и О]. Угол ДО зависит от времени запаздывания тр чем больше время запаздывания (зона нечувствительности), тем на больший угол ДО отклонится КА за время tj.
В точке В', смещенной относительно точки В на угол ДО, должно выключиться сопло, однако запаздывание на время т2 приведет к расширению зоны нечувствительности на величину ДО] . Совместное влияние времен i] и т2 увеличивает период автоколебаний и снижает точность СС КА.
Расход энергии рабочего тела в предельном цикле автоколебаний пропорционален создаваемому ускорению, которое в свою очередь пропорционально силе тяги ЖРД. Для уменьшения расхода энергии рабочего тела целесообразно использовать ЖРД стабилизации с различной силой тяги, например, двигатели ДЖС с силой тяги около 160 Н, ДМС с силой тяги около 13 Н.
Переключение с ДЖС на ДМС зависит от угла и угловой скорости отклонения КА, а также от действующих на КА возмущений, и происходит по сигналам СО.
Расход энергии рабочего тела может быть определен следующим образом.
Сила тяги ЖРД
P = GsVr,	(2.3)
где G\ — секундный расход массы топлива; Гг — скорость истечения газа.
Используя выражение для удельного импульса Л = Kr/g, имеем P = GsIsg.
100 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
Тогда, зная параметры Р, Is ДЖС и ДМС и время их работы в цикле автоколебаний Д/, получаем
Средний расход рабочего тела за период автоколебаний
Gcp=^G,	(2.4)
где Га — период автоколебаний, Га = /выкл + Гвкл (/выкл — время, при котором тяга выключена; ZBKJ1 — время, при котором тяга включена); G — расход массы рабочего тела за единицу времени.
Интегрируя уравнение движения цикла автоколебаний, имеем
2^i = МыкЛ;
2^1 — сЬ|/вкл,
где — угол отклонения; Oj — угловая скорость; cbj — угловое ускорение.
Для идеального цикла автоколебаний
'вкл=21М“1-	(2-5)
Поскольку в режиме автоколебаний сопла ДЖС и ДМС большую часть периода /а выключены, то приближенно можно считать
/а=2^/^.	(2.6)
Подставляя выражения (2.5) и (2.6) в уравнение (2.4), находим
Угловое ускорение определим как (b}=Mz/Jz; MZ=LP,	(2.8)
где Jz — момент инерции относительно оси Z, вокруг которой КА поворачивается; Р — сила тяги ЖРД; L — плечо приложения силы тяги.
2.2. Главные критерии качества компоновки
101
Подставляя выражения (2.8) в (2.7), получаем
Из выражения (2.7) следует, что для уменьшения расхода энергии рабочего тела следует уменьшать зону нечувствительности угловой скорости 6] и увеличивать зону нечувствительности угла отклонения что противоречит требованиям повышения точности СС.
Большой расход электроэнергии приводит к возрастанию мощности СГЭ, что влечет за собой увеличение массы и габаритов солнечных батарей (затрудняет их компоновку), мощности и массы буферных батарей, приборов электроавтоматики, сечений, а следовательно, и массы питающих кабелей.
Расход электроэнергии КА уменьшают проведением следующих мероприятий:
•	применением в электрооборудовании микроэлектроники;
•	использованием импульсных режимов функционирования целевого и обслуживающего оборудования;
•	применением малоэнергоемкой вычислительной техники (БЦВМ);
•	использованием односторонних оптико-волоконных линий передачи сигнальной информации.
Для обеспечения надежности применяют «холодное» резервирование, при котором режим ожидания включения резервных элементов совпадает с режимом выключенного состояния. При таком режиме функционирования оборудования значительно сокращается расход электроэнергии.
2.2.4.	Требуемая надежность элементов конструкции
и бортового оборудования
Под надежностью КА и его бортового оборудования понимают их свойство выполнять заданные функции, сохраняя свои выходные характеристики в течение определенного промежутка времени при эксплуатации.
Надежность — составляющая эффективности выполнения целевой функции КА. Обычно при проектировании задается надеж
102 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
ность (укрупненных) систем бортового оборудования, самого КА и нижняя граница надежности.
Для КА фактическая надежность определяется следующим образом:
п
/=1
где Ht — фактическая надежность z-ro элемента КА; Я” — нижняя граница расчетной надежности.
Основное понятие теории надежности — отказ, т. е. такая неисправность КА или его оборудования, без устранения которой невозможно дальнейшее выполнение всех или хотя бы одной из их основных функций.
Теория надежности оперирует со случайными отказами, т. е. с событиями, причины которых не могут быть установлены и устранены в силу объективных условий. Вероятность получения заданной надежности
п
^ка =ПркоНт(оадл,(а
Z = 1
где Лон(0 — вероятность надежности конструкции КА; Р\, (/) — вероятность надежности целевого оборудования; P2l (/) — вероятность безотказной работы обслуживающего оборудования; Р3/ (7) — вероятность безотказной работы вспомогательного оборудования.
В соответствии с рекомендациями Федерального агентства по техническому регулированию и метрологии отказы принято классифицировать по категориям. Все наблюдаемые отказы в работе можно подразделить на внезапные и постепенные.
Внезапные отказы — отказы, вызванные внезапным изменением состояния отдельных составляющих элементов КА или оборудования либо внезапным внешним воздействием, приводящим к нарушению его функционирования.
Внезапные отказы являются следствием того, что отдельные элементы КА и оборудования имеют запас прочности ниже допустимого и не могут противостоять мгновенным случайным возрастаниям внешних нагрузок, возникающим в реальных условиях его
2.2. Главные критерии качества компоновки
103
деятельности. Физический смысл отказа сводится к тому, что после некоторого сравнительно быстрого количественного изменения происходит нарушение функционирования элемента.
Постепенные отказы происходят вследствие уменьшения внутренней прочности КА или оборудования в результате естественных процессов физического старения и износа материала. В отличие от внезапных отказов постепенные зависят, главным образом, от длительности эксплуатации оборудования, т. е. от срока его службы. Физический смысл постепенного отказа заключается в том, что при постепенном сравнительно медленном количественном изменении того или иного параметра элементы КА или оборудование (когда эти параметры выходят за пределы допустимых значений, предусмотренных техническими условиями) перестают выполнять все или часть основных функций. Постепенные отказы — закономерный и неизбежный результат износа и старения комплектующих деталей и материалов, благодаря чему постепенные отказы можно предупредить, периодически проверяя оборудование и своевременно (если это возможно) заменяя отдельные элементы, близкие к отказу.
Постепенные отказы составляют примерно 70 % общего числа отказов. Суммарное время работы конструкции до полного износа, определяющее технический ресурс объекта, называется долговечностью.
По характеру последствий отказы бывают двух видов:
•	катастрофические (полные), приводящие к безусловному прекращению функционирования КА;
•	частичные, снижающие эксплуатационные характеристики (эффективность) изделия.
Ненадежной считается система, у которой выходные характеристики находятся за пределами допустимых значений.
Надежность приборов бортового оборудования можно охарактеризовать следующими параметрами:
•	вероятностью безотказной работы P(Z);
•	средним временем безотказной работы Тср;
•	интенсивностью отказов Х(/);
•	временем работы до отказа.
Вероятность безотказной работы Р(/) — это вероятность того, что в определенных условиях эксплуатации в пределах заданного времени работы отказа не будет:
104 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
P(t)=\-nt/N^
где nt — число элементов, отказавших за время Z; Nq — число элементов (приборов) в начале испытаний.
Вероятность безотказной работы прибора без резервирования, состоящего из т последовательно соединенных элементов,
P0(Z) = exp
где т — число последовательно соединенных элементов; X, — интенсивность отказов z-ro элемента; t, — время работы z-ro элемента.
Если т — время работы до отказа, то вероятность отказа составит
где Q(f) — вероятность отказа за время т (т < t).
Плотность вероятности появления отказов за время т или частота отказов
а(0 = dQ(t) / dt =	/ (jV0A?),
где 77Д/ — число образцов, отказавших за время Дг.
Математическое ожидание времени безотказной работы
+^°	| ZOTK/Az
Т = J a(t)tdt = — X
-оо	^0 / = 1
где nt — число образцов, отказавших в z-м интервале времени; tt — среднее время z-ro интервала, Zz =0,5(ZHp/+ZKp/); Гнр/ — начало работы в z-м интервале времени; tK,р/ — конец работы в z-м интервале времени; /Отк — время, в течение которого откажут все образцы; AZ — выбранный интервал времени.
Интенсивность отказов (рис. 2.5) — отношение числа образцов nh отказавших в единицу времени, к среднему числу образцов тУср, исправно работающих в данном интервале времени:
2.2. Главные критерии качества компоновки
105
Рис. 2.5. Интенсивность отказа образцов
Отказавшие образцы не восстанавливаются и не заменяются. Надежность зависит от количества и качества элементов конструкции, от приборов оборудования, режимов работы электроэлементов, схемного и конструктивного исполнения приборов, технологии изготовления, выбранных конструкционных материалов и т. д. Разброс параметров, влияющих на надежность КА, носит случайный характер, поэтому надежность изделия в целом носит вероятностный характер:
Р(7) = е-Хг при Х(7) = X - const, где X =	\.
1
Для повышения надежности элементов конструкции и оборудования КА применяют резервирование, т. е. устанавливают избыточное число элементов, предназначенных для выполнения одинаковых функций. В результате при резервировании отказ одного или даже нескольких элементов не вызывает отказа системы.
Резервирование подразделяется на аппаратное, программное и информационное. Способы общего резервирования можно классифицировать по кратности резервирования, надежности резервных блоков, способу включения резерва, по режиму, в котором находятся резервные элементы, а также по виду переключающих устройств.
Количество резервных элементов (резервных блоков), необходимых для нормального функционирования КА, тп = (7 - й)/Л, где I — общее число элементов, резервных блоков, узлов и приборов; h — число элементов, блоков, приборов и узлов, необходимых для нормального функционирования.
По надежности резервных блоков резервирование подразделяется на равнонадежное, при котором основные и все резервные
106 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
элементы обладают одинаковыми характеристиками надежности, и разнонадсжнос, при котором надежность основных и резервных элементов нс одинакова.
По способу включения резерва резервирование можно подразделить:
•	на постоянное, когда все резервные элементы включены постоянно:
•	резервирование замещением, когда резервный элемент включается после отказа основного:
•	с программным (временным) включением, когда резервные элементы заменяют основные по определенной временной программе.
По режиму, в котором находятся резервные элементы, существует:
•	«горячее» резервирование, когда режим ожидания резервных элементов полностью совпадает с рабочим режимом:
•	резервирование с облегченным режимом, когда режим ожидания резервных элементов характеризуется меньшими нагрузками:
•	«холодное» резервирование, когда резервные элементы выключены.
По виду переключающих устройств резервирование бывает:
•	с переключателями первого вида, обеспечивающими коммутацию всех резервных элементов в течение всего времени работы:
•	с переключателем второго вида, состоящим из нескольких узлов, каждый из которых обеспечивает коммутацию определенной группы резервных элементов только в момент их работы.
Надежность элементов конструкции КА и приборов бортового оборудования зависит от режимов и условий их работы, которые нс одинаковы в различных отсеках. В зависимости от расположения прибора меняются действующие на него факторы (вибрации, нагрев и т. п.).
Связь надежности элементов конструкции КА и приборов бортового оборудования с координатами их установки можно записать в следующем виде:
/кА(Ч = /’р,(т)С’,(.\.у,.г,).
где Ркд(т) — надежность элемента конструкции или прибора бортового оборудования: /^(т) — расчетная надежноеib: С, — коэф
2.2. Главные критерии качества компоновки
107
фициент снижения надежности; х„ yh z, — координаты места установки элемента конструкции или прибора.
Высокая надежность в течение длительного полета КА достигается:
•	структурным резервированием отдельных подсистем, например, наличием контура стабилизации на основе электромеханических исполнительных органов различной эффективности и контура стабилизации на основе ДЖС и ДМС;
•	резервным замещением приборов и блоков «холодного» резервирования с применением анализаторов отказов, автоматическим переходом на резерв в случае выхода из строя основных работающих приборов;
•	постоянным резервированием отдельных приборов, блоков, электроэлементов;
•	обеспечением заданных запасов для всех режимов работы (например, режим работы электроэлементов будет правильным, если они функционируют с запасом в 50.. .40 % от номинала).
При расчете надежности бортового оборудования разрабатывается расчетная структурная схема надежности, в которой при последовательно соединенных элементах их надежности перемножаются, а при параллельном — складываются.
Надежность определяется на каждом из этапов разработки КА и зависит от бортового оборудования и применяемых способов повышения надежности.
Способы повышения надежности при компоновке КА. Надежность функционирования бортового оборудования в значительной степени зависит от качественно выполненной компоновки КА:
•	выбора рационального способа резервирования в соответствии с временем выполнения операций, выполнения требований экономии электроэнергии и точностных характеристик приборов;
•	упрощения структуры приборов, блоков, узлов и т. п.;
•	широкого применения принципов унификации и стандартизации приборов бортового оборудования;
•	выбора надежных элементов;
•	обеспечения облегченного режима функционирования отдельных электроэлементов (резисторов, конденсаторов, микросхем и т. п.) при разработке электронных схем;
108 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
•	разработки алгоритмов диагностики отказов:
•	обобщенного встроенного контроля работоспособности функционирования отдельных приборов и систем в целом для своевременного принятия мер при нештатных ситуациях;
•	применения высокопроизводительного высокоточного оборудования и современных технологических процессов.
Основные причины отказов электронных схем (включая интегральные) приведены ниже.
Причина
Процент общего числа отказов. ° о
Дефемы конструкции и внешнею вида...............60
Коррозия металлов................................5
Дефек1ы и коррозия металлизации..................5
Механические повреждения.........................4
Выход параметров за нормы технических условий....3
Обрывы внутриэлементных электрических соединений....?
Программа обеспечения надежности охватывает все стадии проектирования оборудования и состоит из разработки:
•	перечня проводимых работ и задач, которые должны решаться в процессе выполнения отдельных работ по обеспечению надежности с указанием метода их решения и предполагаемого объема (на каком количестве приборов) испытаний, а также типа технологического оборудования, используемого при испытаниях:
•	предложений об исполнителях работ: предприятиях-смежниках и подразделений головного предприятия с указанием ответственных за проведение отдельных этапов работ:
•	предложений о порядке и форме отчетности за выполнение каждого этапа испытаний.
На основании предложений разрабатывается план мероприятий, по своевременному доведению до КПЭО, предусматривающего следующие работы:
•	отработка макетов;
•	проведение ЛКИ:
•	проведение конструкторско-заводских испытаний и частных конструкторских испытаний;
2.2. Главные критерии качества компоновки
109
•	стендовая отработка на всех этапах стыковки отдельных приборов и подсистем (входной контроль), отработка подсистем СО, СС, управления движением центра масс и т. д.;
•	комплексная отработка в составе КА.
Одному типу изделий соответствует один КПЭО.
Испытания на надежность. Качество выполненных конструкторско-компоновочных работ проверяется при проведении испытаний на надежность, для чего изготовляют опытный образец КА и проводят ускоренные ресурсные испытания. Под ускоренными испытаниями понимают испытания, позволяющие получить информацию о надежности в течение времени, меньшего гарантийной долговечности системы.
Различают ускоренные ресурсные испытания в нормальном и форсированном режимах, для последнего необходимо:
•	выбрать форсированный режим;
•	определить коэффициент ускорения испытаний;
•	оценить полноту и достоверность испытаний;
•	обосновать возможность использования полученных результатов.
При проведении ускоренных ресурсных испытаний в форсированном режиме основываются на том, что скорость физико-химических процессов старения зависит от температуры, которая является основным ускорителем. Иногда в качестве ускорителя можно использовать повышенную электрическую нагрузку, влажность, вакуум, вибрацию, частоту включений-выключений приборов электронной техники и т. п.
Коэффициент ускорения испытаний можно записать в виде отношения
„ _ ЖуСк) _ t3
Луск *к(Т 1 t ' ^^'норм/ *уск
где ТУск — температура ускорения испытаний; Тнорм — нормальная температура; Т — заданное время; Гуск — время ускорения, т. е. среднее время работы до отказа элемента при температуре Туск,
1
Поскольку характеристика надежности прибора — вероятность безотказной работы P(t\ то условие эквивалентности будет выглядеть так:
110 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
ЖЛопм) = ЖскЛск)-
V э J пирм '	V yvK 7 jVK '
Существующие методики ускоренных испытаний в форсированном режиме позволяют сократить сроки испытаний в несколько раз.
В табл. 2.2 приведены значения вероятности безотказной работы составных систем одного из типов КА.
Таблица 2.2. Значения вероятности безотказной работы составных систем одного из типов КА
	Вероятность безотказной работы	
Наименование составных систем	по техническому заданию	по результатам испытаний
КА, включающий бортовой специальный комплекс, в том числе: радиолокационную станцию ИК-аппаратуру канала передачи информации	0,90 0,97	0,90 0,97
Обеспечивающие системы: конструкция и механизмы пиротехнические системы СУД/ДУ система энергоснабжения СТР система регулирования давления бортовой комплекс управления бортовое оборудование командноизмерительной системы управляющий информационновычислительный комплекс бортовое синхронизирующее устройство аппаратура, потребители спутниковой информации система телеметрической информации АФУ	0,999 0,9995/0,98 0,998 0,999 0,993 0,990 0,980 0,998 0,997 0,997 0,999	0,999 0,9995/0,98 0,998 0,999 0,999 0,995 0,980 0,999 0,9999 0,997 0,999
Надежность конструкции. Под надежностью конструкции понимается свойство конструкции как механической системы выполнять заданные функции в течение требуемого времени в реальных условиях воздействия окружающей среды.
Процесс обеспечения надежности конструкции непрерывен и охватывает все стадии разработки и изготовления КА. Однако
2.2. Главные критерии качества компоновки
111
наиболее ответственным этапом является компоновка. Уровнем принятых в этот период технических решений во многом определяется степень фактической надежности КА в целом.
К снижению надежности конструкции можно отнести:
•	чрезмерный нагрев конструкции и снижение КПД;
•	заедание подшипников и уменьшение точности относительных перемещений в кинематических системах;
•	неправильно выбранные материалы и геометрия элементов конструкции, приводящие к отказам.
Основные причины отказов механического оборудования: усталость и ползучесть материала, низкая термостойкость, коррозия, эрозия, отсутствие смазывания, упругая деформация, поверхностная усталость, радиационное воздействие, повреждения, выкрашивание, расслоение, вспучивание, течь в оборудовании, в котором происходит перемещение жидкости.
При разработке компоновки КА, а также при его конструировании и размещении бортового оборудования необходимо обеспечить решение вопросов по всем видам безопасности. Безопасность эксплуатации разрабатываемого КА должна отвечать требованиям ГОСТ 12.1.010—76 (по взрывоопасности) и ГОСТ 12.1.033—81 (по пожаробезопасности). В местах установки пиромеханизмов должна быть исключена возможность выброса форса пламени и горячих газов.
При размещении и конструктивном исполнении раскрывающихся конструкций необходимо предусматривать возможный разлет осколков от срабатывания систем разделения, и исключать их попадание в жизненно важные элементы КА.
В табл. 2.3 приведен пример оформления таблицы возможных аварийных ситуаций (АС), возникающих при расстыковке КА с ракетой-носителем (или разгонным блоком).
Для обеспечения надежности конструкции целесообразно выбрать запас прочности, обеспечивающий несущую способность конструкции. В настоящее время используют коэффициент безопасности
где (is — среднее значение прочности, определяющее появление отказа; — среднее значение напряжения, вызывающее отказ.
112 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
Таблица 2.3. Пример оформления таблицы возможных АС, возникающих при расстыковке КА с ракетой-носителем
Номер варианта	Возможные АС	Возможные причины возникновения АС	Участок возникновения АС	Средство идентификации	Последствия
1	Неразделение КА и ракеты-носителя	Отказ пирозамка	Стыковочный узел КА и ракеты-носителя	Телеметрия	Потеря КА
2	Нераскрытие солнечных батарей	Отказ одной из пирочек; отказ срабатывания механизма раскрытия	Полет КА после разделения с ракетой-носителем	То же	То же
Запас прочности
Hmax)/QS’
где |1тах — максимальное напряжение, цтах = p.s:s + Kass (<b:s — среднеквадратичное отклонение напряжения; К — коэффициент, К = 3...6); 05— среднеквадратичное отклонение прочности.
На основании теоретических расчетов и экспериментальных исследований напряженно-деформированного состояния конструкции определяются запасы прочности, оценивается долговечность, а в ряде случаев и уровень надежности, которые сравниваются с допустимыми или требуемыми значениями состояния.
Как правило, при проектировании возникает противоречие между стремлением обеспечить максимальную надежность и ограничениями по массе КА.
Проблему получения приемлемой массы целесообразно решать за счет минимизации массы отдельных элементов конструкции и блоков бортового оборудования при сохранении требуемой надежности.
Как отмечалось ранее, на КА в полете действуют вибродина-мические и ударные нагрузки, перегрузки, акустические шумы. Свойство конструкции воспринимать эти нагрузки и при этом нормально функционировать определяется функцией несущей
2.2. Главные критерии качества компоновки
113
способности 7?(Г), значение которой зависит от геометрических параметров конструкции и механических характеристик материала, из которого она изготовлена.
Если Я(/) — предельное значение функции нагружения от воздействующих факторов, то для обеспечения прочности необходимо соблюдение неравенства 7?(7) > H(t).
Коэффициент запаса прочности
П(/) = 7?(0/Я(0.
Конструкция сохраняет способность противостоять воздействующим факторам при r|(7) > 1. Функция резерва прочности
W) = ^(0-W).
Один из самых простых способов обеспечения надежности несущих конструкций КА — обеспечение низкого уровня ее напряженно-деформированного состояния, однако это увеличивает массу, что недопустимо для КА.
Основные ограничения при оптимизации конструктивносиловой схемы КА и элементов его конструкции — механические характеристики материала, технология изготовления конструкции и компоновочная схема КА, при учете стоимости, выполнения сроков создания и обеспечения требуемой безопасности.
Задачу оптимизации конструктивно-силовой схемы КА необходимо рассматривать в плане оптимизации бортового оборудования КА, которое существенно влияет на предельные значения функции H(t) (параметры ДУ, СУД и др.).
Требуемую надежность несущей конструкции КА можно достичь:
1)	снижением уровня действующих нагрузок;
2)	увеличением значения функции несущей способности 7?(/);
3)	уменьшением числа элементов и упрощением их конструкции;
4)	снижением значения коэффициентов вариации, а также предельных значений функции нагружения и функции несущей способности элементов конструкции КА.
Первые два способа увеличивают запасы прочности в тех случаях, когда возможно повышение массы КА. Третий способ используют тогда, когда ради снижения массы конструкции можно повышать стоимость и усложнять производство КА. Четвертый способ реализуют везде, где это допустимо.
114 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
Обеспечение требуемой надежности конструкции КА предполагает проведение непрерывного контроля и поддержания нормального режима работы всех систем.
2.2.5. Унификация элементов конструкции
и бортового оборудования КА
Под унификацией понимают применение при компоновке КА ранее разработанных, освоенных в производстве и проверенных при ЛКИ элементов конструкций, приборов и отработанных отдельных систем. Например, в настоящее время практически полностью унифицированы ракеты-носители и разгонные блоки, проводятся работы по унификации космических орбитальных платформ и т. д.
К вопросам унификации также относятся задачи многофункционального комплексирования, т. е. когда один прибор выполняет несколько функциональных задач, некоторые приборы решают целевые задачи и одновременно являются обеспечивающим оборудованием. Например, радиовертикаль выполняет функции радиовысотомера; астродатчик служит для точной ориентации КА и участвует в решении навигационных задач; радиолокатор системы стыковки может использоваться как радиовысотомер и т. д.
Максимальный эффект будет при комплексной унификации, когда помимо унификации отдельных приборов и структур унифицируется программно-математическое обеспечение.
Преимущества унификации подтверждаются технико-экономическим обоснованием при сравнении унифицированных и вновь разрабатываемых систем. Проектирование КА с широким внедрением унификации ставит новые требования перед разработчиком. Помимо многовариантных технических решений требуется, чтобы применяемые приборы по своим техническим характеристикам соответствовали перспективным мировым образцам.
Унифицировать можно те элементы и приборы, которые по своим техническим характеристикам отвечают техническим достижениям современной науки и техники.
При оценке качества компоновки используют следующие количественные критерии унификации.
Коэффициент применяемости, характеризующий уровень конструктивной преемственности готовых приборов и узлов в разрабатываемом КА,
2.2. Главные критерии качества компоновки
115
Кпр= P/N.
где N — общее число элементов и приборов бортового оборудования КА; р — число унифицируемых элементов и приборов, р = = N - No, No — число вновь разрабатываемых элементов и приборов бортового оборудования КА.
Коэффициент повторяемости, определяющий уровень внутрисистемного использования однотипных взаимозаменяемых приборов в бортовом оборудовании КА (например, однотипные электроклапаны и исполнительные реактивные двигатели стабилизации по всем трем каналам управления, усилители мощности для управления двигателями стабилизации, гиродины, одинаковые по всем трем каналам управления и т. д.),
хм™
к — /=1_____
7YIIOB ДГ	’
IX
7=1
где Мюв — повторяющиеся однотипные элементы и приборы бортового оборудования КА; п — число повторяющихся однотипных элементов и приборов бортового оборудования КА; Nj — элементы и приборы бортового оборудования КА; N— общее число элементов и приборов бортового оборудования КА.
Коэффициент межсистемной (межпроектной) унификации различных КА количественно подтверждает уровень взаимной унификации для КА различного назначения.
Важнейшие факторы при разработке КА — сроки разработки и стоимость КА при сохранении требований к качественному выполнению целевых работ. В этих условиях унификация приборов бортового оборудования значительно сокращает как сроки разработки, так и стоимость КА. Эффективность унификации можно выразить следующей зависимостью:
т	I	р
Эун - ^|Х^ун,	+^з£сун„
/=1	/=1	/=1
где К\ — коэффициент, определяющий относительную значимость унификации при выполнении целевых работ; — параметр
116 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
унификации, характеризующий качество целевых работ; т — количество параметров, определяющих качество целевых работ как целевых систем, так и характеристик СУД, которые влияют на качество; А?2 — коэффициент, учитывающий затраты времени при разработке приборов бортового оборудования; Гун/ — время унификации, затраченное на проектирование, испытания и изготовление КА; / — количество операций, необходимых при проектировании, испытаниях и изготовлении; А?3 — коэффициент, характеризующий стоимость разработки приборов бортового оборудования; Сун/ — стоимость элементов и приборов унифицированного бортового оборудования; р — число унифицированных элементов и приборов.
Поскольку параметры унификации взаимно противоречивы, то целесообразно рассмотреть показатель конкурентоспособности
т
Х^ун/
Пун ~~j Пбаз, ХСун/ /=1
где Пун — показатель конкурентоспособности унифицированного оборудования; Пбаз — показатель конкурентоспособности качества базового оборудования.
Основа унифицированных разработок — база данных существующих решений, являющаяся совокупностью информации об элементах конструкций, приборах, структурах, режимах, программно-математическом обеспечении, контрольно-испытательной аппаратуре, особенностях технологии изготовления и испытаний систем бортового оборудования КА. На рис. 2.6 приведена схема внедрения и реализации рекомендаций по унификации бортового оборудования КА.
С унификацией тесно связаны вопросы управления качеством разрабатываемого КА. Управление качеством элементов КА включает ряд технических и организационно-методических вопросов, таких как организация работ по улучшению качества; систематизация множества факторов, влияющих на качество; разработка методов количественной оценки качества элементов КА, а также их влияние на прибыль и результаты производственно-хозяйственной деятельности.
Рис. 2.6. Схема внедрения и реализации рекомендаций по унификации бортового оборудования
118 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
Для обеспечения требуемого качества элементов, приборов и систем КА рекомендуются следующие мероприятия:
•	установление соответствия рассматриваемых унифицированных разработок современным научно-техническим решениям;
•	проведение необходимого моделирования условий полета и экспериментальных исследований;
•	конструирование приборов с использованием базового и блочного принципов;
•	входной контроль электроэлементов;
•	автономные и комплексные проверки бортового оборудования;
•	испытания на надежность и время непрерывного функционирования, а также разработка методов повышения надежности элементов, узлов и приборов;
•	специальные сертификационные испытания.
Критерием качества спроектированной системы будет ее эксплуатационная надежность. Однако получить информацию о надежности системы, особенно если это штучное или мелкосерийное производство, весьма проблематично. Для этого проводят ускоренную проверку эксплуатационной надежности.
При широкой унификации приборов бортового оборудования важную роль в обеспечении качества играет сертификация изделий.
Сертификация — принятие мер, проводимых последовательно и систематически в целях обеспечения соответствия бортового оборудования КА их техническим условиям. Сертификация предусматривает:
•	получение высоких технических характеристик;
•	повышение конкурентоспособности;
•	обеспечение стабильного выпуска сертифицированных систем в соответствии с техническими условиями;
•	сокращение временных затрат и рациональное использование ресурсов.
Минимизация стоимости создания КА определяется как сумма:
= Эраз -I- Эизг+Энэо+Ээ,
где Эраз — экономия на стадии разработки, т. е. проектных работ и выпуска технической документации; Эизг — экономия при изготовлении; Энэо — экономия на этапе НЭО; Ээ — экономия в процессе эксплуатации.
2.3. Проектные критерии качества компоновки
119
Суммарная экономическая эффективность унификации при обязательном сохранении эффективности проведения целевых работ складывается из экономии времени и стоимости разработки КА и может быть найдена как
Э — А7]Эун -I- Л?2Эавт + АГ3Эуск + Л?4ЭП и + Л?5ЭИЗГ ун,
где Эун — экономия от унификации; Эавт — экономия от автоматизации проектных работ и выпуска технической документации; Эуск — экономия от ускорения испытаний; Эпи — экономия от применения стендов полунатурных испытаний; Эизг ун — экономия при изготовлении унифицированных систем; К\-К$ — коэффициенты, учитывающие процессы унификации, автоматизации проектных работ, ускорения испытаний, использование стендов полунатурных испытаний, технологии изготовления унифицированного бортового оборудования КА.
Экономическая эффективность внедрения предлагаемых мероприятий при создании бортового оборудования с использованием унифицированных систем может составить 40 %.
2.3. Проектные критерии качества компоновки
При рассмотрении вариантов компоновок следует исходить из анализа возможных нерасчетных взаимодействий бортового оборудования КА и исходной плотности компоновки.
2.3.1.	Анализ возможных нерасчетных взаимодействий бортового оборудования
Выбор места расположения конкретного бортового оборудования определяется его взаимодействием с другими системами и в итоге влиянием на общие характеристики КА и качество решения целевых задач.
Допустим, что некоторая система отвечает всем требованиям (легка, надежна и экономична и т. п.), но она отрицательно влияет на другие системы, что ухудшает характеристики КА. Как правило, от такой системы отказываются, поскольку нейтрализация ее влияния требует значительных затрат и усложняет конструкцию КА.
120 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
Ограничения по надежности связаны с размещением приборов в определенных зонах отсеков КА, где внешние воздействующие факторы на всех этапах жизненного цикла не приводят к выходу приборов из строя с заданной вероятностью. Надежность работы приборов и других элементов зависит от поля внешних воздействующих факторов (вибраций, тепловых и ударных нагрузок), неодинаковых в различных частях КА.
Рассмотрим рекомендации по обеспечению взаимодействия бортового оборудования, важные для компоновки КА.
Механическое взаимодействие. Корпус и оборудование КА должны быть объединены в общую силовую схему так, чтобы передача усилий от любых видов нагружения вызывала минимальные напряжения в конструкции при ее минимальной массе.
Спектр собственных частот КА не должен совпадать со спектром частот вибраций на всех этапах полета (например, действующих на этапе выведения КА ракетой-носителем). Источником вибраций КА могут быть акустические шумы и колебания, возникающие при работе ДУ.
Менее восприимчивы к вибрациям компактные конструкции, имеющие высокие резонансные частоты. Следует отметить, что клепаные конструкции более виброустойчивы, чем сварные. Это объясняется тем, что время успокоения и коэффициент усиления у клепаных конструкций меньше, чем у сварных.
Упругая деформация КА не должна влиять на точность оборудования.

В качестве примера рассмотрим взаимодействие СУД и конструкции КА. На рис. 2.7 приведена схема упругой деформация корпуса КА при по-
/	2	/
Рис. 2.7. Схема упругой деформации корпуса КА при поперечных колебаниях:
1 — узел; 2 — пучность
перечных колебаниях.
Погрешности угла и угловой скорости, вызванные размещением гироскопических приборов, можно записать в следующем виде:
Дф = Дфж ± Дфупр; Дф = Дфж±Дфупр,
где Дф, Дф — значения угла и угловой скорости КА, снимаемые с гироскопического датчика по каналу измерения; Дфж, Дфж — из
2.3. Проектные критерии качества компоновки
121
менения угла и угловой скорости КА как жесткого тела; Лфупр, Лфупр — изменения угла и угловой скорости КА как упругого тела.
Погрешности угла и угловой скорости КА, вызванные упругими составляющими, следующие:
Афупр ~ Афупр Дфупр$1П &)уПрЛ
Лфупр = дФуПр + A<PynpSin соупр/,
где ЛфуПр, Лфупр — постоянные составляющие погрешности от действия упругой деформации; Лфупр, Лфупр — амплитудные значения переменных составляющих погрешности; соупр — круговая частота упругих колебаний.
Параметры этих колебаний в процессе полета КА могут изменяться в связи с возможным раскрытием и отделением элементов конструкции и выгоранием топлива. Если при установке гироскопический прибор смещен относительно пучности в ту или иную сторону, то он будет давать ложную информацию об угле поворота КА как жесткого тела.
Необходимо проводить виброзащиту бортового оборудования. В процессе эксплуатации корпус КА подвергается интенсивным механическим воздействиям, среди которых наиболее нежелательны вибрации и удары, которые снижают точность приборов, а в некоторых случаях приводят к механическим поломкам. Защитой отдельных приборов бортового оборудования КА от ударов и вибраций служат амортизаторы. Однако требования, предъявляемые к амортизаторам для защиты от удара, не согласуются с требованиями к виброзащитным амортизаторам. Требования, предъявляемые к амортизаторам, зависят от механических, климатических и конструкторских характеристик, обеспечивающих нормальное функционирование амортизаторов при любой схеме нагружения. Кроме того, амортизаторы должны обеспечивать удобство монтажа и крепления прибора, иметь малую массу и габариты, быть взаимозаменяемыми и простыми в изготовлении.
В случае установки приборов на амортизаторах при компоновке необходимо учитывать возможные перемещения прибора и предусматривать соответствующее увеличение зазоров.
Погрешности угла чувствительных приборов, установленных на амортизаторах, составляют
122 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
Д<Рч.п=Лфупр+Дфам>
где Д(рам — погрешность, вызванная угловой податливостью амортизаторов при действии ускорения, Дфам = Дфам + Дфам8^П
(Дфам — постоянная составляющая погрешности; Дфам — амплитудное значение переменной составляющей погрешности от амортизаторов; соам — круговая частота собственных колебаний прибора, установленного на амортизаторах).
Для устранения погрешности, вызываемой неправильной установкой прибора на амортизаторах (рис. 2.8, а. б), рекомендуют схему размещения, приведенную на рис. 2.8, в. Амортизаторы следует размещать таким образом, чтобы их оси проходили через центр масс прибора.
Рис. 2.8. Схемы размещения амортизаторов
В космической технике весьма широкое распространение получили резино-металлические амортизаторы типов АП (амортизатор пластинчатый, рис. 2.9), АД (амортизатор демпфирующий, рис. 2.10) и АЧ (амортизатор чашеобразный, рис. 2.11).
а
б
Рис. 2.9. Конструкция (я) и крепление (б) амортизатора типа АП
2.3. Проектные критерии качества компоновки
123
Рис. 2.10. Конструкция амортизатора АД:
1 — стойка; 2 — кольцо разрезное; 3 — кольцо; 4 — крышка; 5 — пружина; 6 — камера; 7 — прокладка; 8 — корпус; 9 — развальцовка; 10 — основание
Рис. 2.11. Конструкция и монтаж амортизатора типа АЧ
Раскрывающиеся и сбрасываемые элементы конструкций должны иметь надежные механизмы раскрытия и отделения. Поведение конструкций при раскрытии или отделении отрабатывается при наземных испытаниях и фиксируется телеметрическими датчиками в полете. Последовательность раскрытия или сброса конструкций, а следовательно, и воздействие на
КА определяются соответствующими циклограммами.
Электромагнитное взаимодействие. При компоновке бортового оборудования необходимо предусмотреть возможность электрического взаимовлияния одних приборов на другие, которое наиболее сильно сказывается при прокладке кабельных трасс. Электрические помехи могут проникать путем:
•	взаимодействия через общую шину;
•	магнитной (индуктивной) связи электрических сетей;
•	электростатической (емкостной) связи электрических сетей;
•	электромагнитного излучения работающих приборов.
Помехи уменьшают экранированием цепей с малым уровнем сигнала. Экран, изолируемый и снабжаемый отводом для заземле
124 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
ния в одной точке, не должен использоваться в качестве токонесущего провода.
Для передачи слаботочных сигналов применяют два изолированных провода (сигнальный и обратный), которые в электрическом кабеле размещаются рядом. Желательно эти провода перевить в целях симметрирования и защиты от магнитных наводок с шагом 120 мм. Витая пара заземляется с одного конца.
Кабельные трассы сильноточных цепей прокладываются отдельно от сигнальных кабельных трасс, а также от высокочувствительных электронных приборов. Каждая шина питания имеет средства автономного включения и защиты.
Электромагнитные помехи создаются:
•	бортовыми источниками электромагнитных полей;
•	наземными радиопередатчиками связи коротковолнового (КВ) и ультракоротковолнового (УКВ) диапазонов на участке старта;
•	наземными радиолокационными станциями сверхвысокочастотного диапазона (СВЧ) на участке старта.
Электромагнитное поле, возникающее от вышеперечисленных источников, может наводить электрический ток в кабельных трассах опасных цепей КА. Опасными считаются электрические цепи, в которых находятся пиропатроны электрических взрывных устройств, применяемых в механизмах разделения, отделения, раскрытия и т. п. Защита опасных цепей проводится путем специальной конструкции кабельных трасс и заделки их электрических соединений (разъемов).
Опасные цепи считаются защищенными, если:
•	не происходит несанкционированного срабатывания пиропатронов электрических взрывных устройств;
•	измеренный наведенный ток в мостике накаливания пиропатрона не превышает допустимых значений (0,1 от гарантированного тока несрабатывания электрического взрывного устройства, указанного в технических условиях).
Защиту опасных цепей выполняют следующим образом:
•	экраны проводов должны быть изолированы друг от друга и проложен дополнительный внешний экран;
•	экраны проводов должны быть изолированы от корпусов разъемов и изделия;
•	экраны проводов должны быть введены внутрь соединений (разъемов);
•	цепи должны быть скручены с шагом 30...40 мм.
2.3. Проектные критерии качества компоновки
125
Организация шин питания проходит в специальном приборе, называемом прибором распределения питания.
Высокочувствительные к помехам приборы бортового оборудования, при компоновке необходимо устанавливать вдали от аппаратуры, создающей помехи.
Для вращающихся КА необходимо учитывать возникновение вихревых токов в корпусе КА. Магнитное поле токовых систем и постоянных магнитов оборудования КА, взаимодействуя с магнитным полем планеты, создает возмущающие моменты на корпусе КА, парирование которых приводит к дополнительным затратам энергии или рабочего тела двигателей ЖРД СС.
Возмущающий момент определяется по формуле
^воз — <*м *
где бсм — вектор эквивалентного магнитного поля КА; В — вектор индукции магнитного поля планеты.
Вектор эквивалентного магнитного поля можно представить как
«м=ймо+а*,
где бсм0 — вектор магнитного поля собственной намагниченности КА, возникающий от токов и постоянных магнитов в оборудовании КА; бс* — вектор магнитного поля, образованный намагничиванием ферромагнитных материалов КА в магнитном поле планеты.
Некоторые приборы научного и обеспечивающего оборудования весьма критичны к магнитным полям, создаваемым другими приборами, и требуют специальных мер защиты. Магнитометры, измеряющие магнитное поле планеты, должны быть удалены на значительное расстояние от корпуса КА при помощи выносных штанг или предусмотрены другие меры защиты, компенсирующие влияние магнитного поля от работающего оборудования КА. При компоновке чувствительные элементы приборов бортового оборудования необходимо размещать таким образом, чтобы на них не влияло магнитное поле КА.
Защита от статического электричества. Конструктивное исполнение механизмов раскрытия и отделения, солнечных батарей и их составляющих должно выполняться с применением защиты от статистического электричества.
126 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
Внешние диэлектрические элементы конструкции солнечных батарей, кроме сетеполотна и специальной изоляции, покрывают токопроводящим покрытием с удельным объемным электрическим сопротивлением не более 103 Омм. Токопроводящее покрытие электрически соединяется с металлическими элементами каркаса и металлоконструкциями корпуса КА. Металлизация панелей солнечных батарей с корпусом КА проводится в соответствии с ГОСТ 1 18707—81 специальными перемычками металлизации, крепящимися к соответствующей клемме привода СО.
Значение электрического сопротивления между любой точкой наружной поверхности панелей солнечных батарей и точкой металлизации (местом электрического соединения элементов конструкции), кроме сетеполотна и специально созданных электоизо-лированных поверхностей, должно составлять не более 1 МОм.
Оптическое взаимодействие. Оптические приборы (телескопы, астродатчики, датчики ориентации на Солнце, ИК-вертикали (ИКВ), фотоаппаратура) требуют такой компоновки на КА, чтобы в их поле зрения не попадали выхлопные газы, истекающие из сопел двигателей, свет бортовых огней, раскрывающиеся конструкции и т. п. Если это требование невыполнимо, следует предусмотреть средства защиты от воздействующих факторов или увод раскрывающихся конструкций из поля зрения оптических приборов во время их работы.
При полете в плотных слоях атмосферы (на участке выведения), если весь КА не находится под обтекателем ракеты-носителя, внешние оптические приборы и стекла иллюминаторов должны быть закрыты сбрасывающимися крышками или обтекателями. Оптимальным является размещение оптических приборов в нишах, закрытых крышками, которые открываются во время работы.
Оптические приборы с широким полем зрения (ИКВ) для исключения бликов, паразитных засветок и других помех от корпуса КА и внешнего оборудования приходится выносить на значительное расстояние, выполнять их складывающимися на корпусе и закрывать обтекателями на участке выведения.
При компоновке оптических приборов следует учитывать, что выхлопные газы ДУ, жидкие массы, удаляемые через дренажные отверстия, — это источники загрязнения и повреждения иллюминаторов и оптических приборов. Для устранения этих источников ЖРД устанавливают в нише (рис. 2.12) так, чтобы выхлопные га
2.3. Проектные критерии качества компоновки
127
зы, выходящие из сопла под углом 120°, ударялись в стенку ниши, а оптические приборы размещают как можно дальше от ДУ.
Оптические характеристики поверхности корпуса КА должны быть согласованы с требованиями СС. Если центр давления от солнечных лучей будет смещен относительно центра масс КА, возникнут возмущающие моменты, на компенсацию которых потребуется расходовать электроэнергию или топливо.
Давление света до высот менее 500 км влияет на движение КА меньше, нежели атмосферное дав
Рис. 2.12. Размещение ДУ и ИКВ:
1 — ЖРД; 2 — КА; 3 — ИКВ
ление, поэтому на этих высотах
его можно не учитывать. На высотах 500...700 км влияние давления света и атмосферного давления одинаково. Однако на высотах свыше 700 км давление света больше влияния атмосферного давления.
Радиационное взаимодействие. Наличие на борту КА ядер-ной установки требует защиты всей конструкции от потоков ра
диоактивного излучения, для чего применяют теневую защиту, максимально удаляя реактор от отсеков КА (рис. 2.13).
Рис. 2.13. Варианты компоновки ядерного реактора и КА:
а — установка на конической проставке; б — установка на раздвигающейся штанге; 1 — ядер-ный реактор: 2 — защита;
3 — тень; 4 — КА; 5 — радиационная защита; 6 — соединительная штанга; 7 — защитный радиатор
Защиту высокочувствительных приборов осуществляют при компоновке корпуса КА.
Для защиты от естественной радиации применяют особо стойкие электрические элементы (микросхемы, конденсаторы и т. д., защитное отключение ЭВМ с запоминанием последней информации).
128 2. Критерии оценки качества компоновки космического аппарата
Тепловое воздействие. Повышение мощности энергетической установки увеличивает площадь и массу радиатора излучателя. Для любой тепловой машины, работающей в составе энергетической установки, существует зависимость между КПД и площадью (массой) излучаемой теплоты. Увеличение числа приборов, радиоэлектронного, научного и технологического оборудования в герметичном отсеке, а также потребляемой ими энергии связано с ростом тепловыделения и, следовательно, с ростом мощности и массы СТР.
Приборы, чувствительные к изменению температуры, должны быть при компоновке максимально удалены от оборудования с интенсивным тепловыделением, а при необходимости теплоизолированы.
Некоторые приборы (например, гироскопы) и системы требуют жесткого температурного режима, поэтому их размещают в герметизированных термостатированных отсеках.
2.5.2. Исходная плотность компоновки
При выполнении компоновки на этапе технических предложений, когда нет точных габаритных чертежей блоков бортового оборудования и не проработана конструкция отсеков, исходную плотность компоновки определяют исходя из статистических данных по компоновке аналогичных отсеков КА, решающих схожие целевые задачи.
На этапе эскизного проектирования, когда проведены основные конструкторские работы по проектированию конструкции отсека и уточнены габаритные чертежи блоков бортового оборудования, выполняют натурный (масштабный) макет отсека (изделия), по которому окончательно уточняют прокладку кабелей, трубопроводов и определяют плотность компоновки.
Плотность компоновки характеризуется коэффициентом
п
/=1
где К — объем приборов бортового оборудования; Ио — объем отсека КА, в котором размещается оборудование, Ко =
п
= 2^ Л К, + ДКдор + ДКл (Д^ —технологический объем, обеспечи-/=1
2.3. Проектные критерии качества компоновки
129
вающий сборку, замену, крепление приборов бортового оборудования; АКДор — объем для дальнейшей возможной доработки приборов; АКЛ — лишний объем вследствие отличия формы приборов от формы отсека).
Плотность компоновки определяется как отношение объема отсека к объему, занятому приборами, агрегатами и элементами конструкции систем с учетом технологических объемов, необходимых для сборки и обслуживания.
Ограничение на массу конструкции обусловливается заданным массовым совершенством конструкции КА — отношением массы полезной нагрузки к массе элементов конструкции и коммуникаций. Ограничения связаны с минимизацией массы силовых элементов, длины трубопроводов и кабелей, соединяющих приборы, использованием силовых элементов конструкции отдельных приборов для повышения прочности и жесткости КА в целом. Рациональное размещение приборов уменьшает объем и площадь поверхности корпуса КА и тем самым снижает массу конструкции.
3.	ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОБЛИКА ОТСЕКОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
3.1.	Выбор внешнего вида космического аппарата
3	.1.1. Общие сведения
Внешний вид КА определяется исходя из двух критериев:
•	обеспечения выполнения целевой задачи, поставленной перед КА;
•	размещения под обтекателем ракеты-носителя на участке выведения.
В результате анализа и выбора внешнего вида и габаритов КА разрабатывается теоретический чертеж, служащий основой для аэродинамических и баллистических расчетов, внешней и внутренней компоновки бортового оборудования.
Главная конструкторская база КА — продольная ось, определяемая как линия пересечения вертикальной плоскости симметрии и горизонтальной плоскости, называемой плоскостью строительной горизонтали. Для отсчета осевых размеров КА служит плоскость нулевой дистанции, проходящая через торец опорного шпангоута перпендикулярно продольной оси. Следы пересечения вертикальной плоскости симметрии с наружной поверхностью КА называют теоретическими контурами и обозначают римскими цифрами Теоретические контуры КА в плоскости строительной горизонтали обозначают римскими цифрами II—IV (рис. 3.1). Элементы конструкции, расположенные справа от вертикальной плоскости симметрии (по направлению полета), называют элементами правой стороны (правого борта), а противоположные — левой стороны (левого борта).
3.1. Выбор внешнего вида космического аппарата
131
Рис. 3.1. Основные оси и плоскости КА
3	.1.2. Выбор конструктивно-силовой схемы
После выбора внешнего вида КА в соответствии с задачами, которые он должен выполнить, составом бортового оборудования и требованиями к его размещению, разрабатывается конструктивно-силовая схема и проводится деление КА на отсеки.
Введем следующие понятия.
Отсек — отделенная от открытого пространства оболочкой единая конструкция, внутри и вне которой размещаются агрегаты, узлы и приборы бортового оборудования (приборный отсек, двигательный отсек и т. д.).
Система — множество приборов, агрегатов и узлов, выполняющих определенную функцию (системы управления, система обеспечения мягкой посадки и т. п.).
Агрегат — укрупненный унифицированный элемент конструкции КА, выполняющий отдельные функции в составе системы и обладающий полной взаимозаменяемостью (стыковочный агрегат, турбонасосный агрегат, солнечные батареи и т. д.).
Узел — часть КА или какого-либо устройства, функционально и конструктивно объединяющая более простые элементы или детали (узлы крепления, разворота солнечных батарей и т. д.).
132
3. Определение облика отсеков космического аппарата
Как правило, на участке выведения КА закрыт обтекателем ракеты-носителя для того, чтобы не создавать дополнительного аэродинамического сопротивления и защитить КА от воздействия скоростного напора воздуха. Этот обтекатель во многом определяет внешний вид КА.
Для выполнения целевой задачи на КА устанавливают значительное количество крупногабаритных элементов конструкции (антенн, солнечных батарей, штанг с приборами и т. п.), нахождение которых под обтекателем возможно только в сложенном виде.
Космический аппарат, размещенный под обтекателем, не должен создавать помехи при срабатывании механизма разделения и сброса обтекателя. В целях рационального размещения под обтекателем все внешние конструкции КА складываются и размещаются таким образом, чтобы не выступать за установленную зону
б	в
Рис. 3.2. Форма и габариты обтекателей основных российских ракет-носителей: «Рокот» (я), «Союз» (б) и «Протон» (в)
полезной нагрузки. На рис. 3.2 приведены форма и габариты обтекателей основных российских ракет-носителей (штрихпунктирной линией показаны зоны полезной нагрузки, определяющие максимально допустимый размер КА).
Возможны и другие компоновочные решения при интеграции КА и ракеты-носителя. Например, исходя из рационального раз
3.1. Выбор внешнего вида космического аппарата
133
мещения под обтекателем ракеты-носителя «Сатурн» КА «Аполлон» выводили на орбиту в виде, требующем перестыковки лунно-
го модуля для продолжения полета.
Приборы, агрегаты и механизмы, из которых состоит КА, станут аппаратом только в том случае, когда будут объединены в единое целое с помощью элементов конструкции. От правильности выбора конструктивно-силовой схемы КА зависят его масса и работоспособность.
Как правило, отсеки несут определенную функциональную нагрузку, которая часто совпадает с их наименованием. Отсеки могут быть орбитальными, агрегатными, переходными. приборными и т. п. (рис. 3.3, см. рис. 1.17).
Рис. 3.3. Приборный отсек разгонного блока
По исполнению конструктивно-силовые схемы могут быть оболочечными, ферменными, с несущими баками и совмещенными (рис. 3.4).
Привязка блоков, установленных в отсеке, проводится в соответствии с системой координат. Как правило, это связанная система координат, начало которой расположено в центре масс отсека (ось X направлена по оси отсека в направлении полета, ось Y — вертикально вверх и перпендикулярно к оси А, ось Z образует правую систему координат). Плоскость, образованную осями X и Z, называют строительной горизонталью корпуса, плоскость YZ —
плоскостью симметрии.
Внешний вид и форма отсеков КА существенно зависят от его назначения (орбитальный, агрегатный отсек и др.), типа бортового оборудования (необходима герметизация или нет), наличия раскрывающихся элементов (солнечных батарей, антенн и т. п.).
Процесс компоновки КА можно разделить на два этапа. На первом этапе определяют геометрическую форму и размеры КА, конструктивно-силовую схему, проводят расчетно-теоретические работы, выполняют компоновку и устанавливают требуемое значение функции несущей способности R(t).
На втором этапе выпускают рабочие чертежи несущих элементов конструкции, выбирают материал, технологический процесс
134	3. Определение облика отсеков космического аппарата
изготовления, решают вопросы НЭО как отдельных элементов конструкции, так и всего КА в целом. По результатам проведенных работ уточняют конструктивно-силовую схему КА.
Рис. 3.4. Разгонные блоки, выполненные по оболочечной (а) (проект фирмы «Боинг») и ферменной (б) конструктивно-силовой схемам:
1 — отсек полезной нагрузки; 2 — стыковочный шпангоут; 3 — радиоэлектронное оборудование; 4 — теплоизоляция; 5 — ферма: 6 — бак водорода: 7 — баки с топливом двигателей ориентации и баки наддува; 8 — бак кислорода: 9 — маршевые ЖРД
Наиболее общие требования, предъявляемые к конструктивносиловой схеме КА:
•	обеспечение необходимых прочности и жесткости для всех расчетных случаев с учетом нагрузок, приходящих от смежных отсеков и конструкций, при минимально возможной массе конструкции;
•	технологичность изготовления и стыковки со смежными конструкциями;
•	обеспечение размещения оборудования как внутри, так и вне конструкции, свободное обслуживание оборудования на технической позиции;
3.2. Конструкции отсеков
135
•	реализация заданных условий по сохранению среды в отсеке (герметичности, влажности, температуры, газового состава атмосферы и т. д.), защита бортового оборудования от пыли и влаги при стартовой подготовке, акустического воздействия на участке выведения, метеоритных потоков и радиации.
Для разработки конструктивно-силовой схемы КА необходимы:
•	комплект габаритных чертежей с указанием особенностей размещения, координатами мест крепления и подсоединения к другим блокам (тип и параметры разъемов, размеры штуцеров и т. п.);
•	нагрузки, действующие на отсек (при различных случаях нагружения), значения возможных перегрузок и параметры вибраций;
•	требования по герметичности, температурному режиму, влажности и т. п.;
•	чертежи мест стыковки с соседними отсеками, указанием размеров и типа стыковочных соединений;
•	требования по размещению иллюминаторов, технологических и эксплуатационных люков.
После окончательного выбора вида КА разрабатывают его теоретический чертеж, который является основным документом для определения характеристик разрабатываемого КА.
3.2.	Конструкции отсеков
3,2.1.	Классификация конструкций отсеков
Исходя из требований на разработку конструктивно-силовой схемы отсека, выбирается тип конструкции отсека.
В зависимости от нагрузок, действующих на отсек и комбинации силовых элементов, используемых при проектировании, возможны три вида отсеков: лонжеронный, стрингерный и оболочечный.
Оболочечный отсек представляет собой оболочку-обшивку, подкрепленную поперечными элементами, — шпангоутами. Продольные элементы только местные. Оболочка-обшивка воспринимает все внешние силовые факторы. По такой конструктивно-силовой схеме целесообразно выполнение отсеков орбитальных станций.
В зависимости от функционального назначения отсеки подразделяются на герметичные (приборные отсеки, баки) и негерметичные
136
3. Определение облика отсеков космического аппарата
(защитные оболочки, предохраняющие от метеоритных потоков, проставки и т. п.).
Лонжеронный отсек. Основной силовой элемент — лонжерон, который воспринимает практически весь изгибающий момент, при этом в поясах лонжерона возникают сжимающие и растягивающие усилия. Стрингеры, имеющиеся в подобных отсеках, предназначены для подкрепления обшивки, окантовки больших вырезов и крепления оборудования. Силовые шпангоуты составляют основу отсека и служат для восприятия и передачи сосредоточенных сил, моментов на обшивку и продольный силовой набор. Нормальные шпангоуты придают геометрическую форму отсеку и подкрепляют обшивку. Кроме придания удобообтекаемой формы и обеспечения герметичности, обшивка, если это необходимо, воспринимает крутящий момент и перерезывающую силу, действующую на отсек. По лонжеронной конструктивно-силовой схеме выполняют корпуса орбитальных станций и спускаемых КА.
Стрингерный отсек представляет собой тонкостенную подкрепленную силовым набором оболочку. Продольный силовой набор состоит из часто расположенных (шаг 80...250 мм) силовых стрингеров, подкрепляющих обшивку и воспринимающих с ней весь изгибающий момент. Поперечный набор включает в себя нормальные и силовые шпангоуты. Обшивка более толстая, чем в лонжеронных отсеках, воспринимает изгибающий и крутящий моменты, а также поперечную силу. Стрингерный отсек имеет большие внутренние объемы и допускает свободную компоновку оборудования в отсеке. По стрингерной конструктивно-силовой схеме целесообразно выполнять орбитальные и приборные отсеки, проставки и т. п.
3.2.2.	Силовые элементы, используемые при разработке конструктивно-силовой схемы отсека
Силовые элементы, составляющие оболочечный корпус КА, подразделяются на продольные (стрингер, лонжерон), поперечные (шпангоут) и обшивку. Каждый из этих элементов воспринимает те или иные нагрузки, действующие на КА в полете. Рассмотрим эти элементы подробнее.
Лонжерон. Различают основные и вспомогательные лонжероны. Основные лонжероны проходят вдоль всего отсека, воспринимая сосредоточенные продольные силы и изгибающие моменты большой интенсивности (от узлов крепления двигателей, пара
3.2. Конструкции отсеков
137
шютов и т. п.), и составляют основу продольного набора. Вспомогательные лонжероны устанавливают в местах, где необходимо усиление корпуса (большие вырезы в оболочке). В лонжеронах от изгибающих моментов и осевых сил возникают сжимающие и растягивающие усилия. В зависимости от условий нагружения в отсеке может быть от двух до восьми лонжеронов. Лонжероны могут выполняться из катаных или прессованных профилей, а также, в случае больших нагрузок, сборными из нескольких профилей. На рис. 3.5 приведены возможные варианты сечения лонжеронов.
Рис. 3.5. Варианты сечения лонжеронов
В местах пересечения лонжеронов с другими силовыми элементами в последних делаются вырезы. Лонжероны обрываются только в местах стыковки с другими отсеками или при пересечении с мощными шпангоутами.
Стрингер — это продольный силовой элемент, подкрепляющий обшивку и воспринимающий вместе с ней изгибающий момент. Стрингеры изготовляют из прессованных профилей различного сечения (рис. 3.6). Количество стрингеров зависит от типа и габаритов корпуса. При малых диаметрах корпуса шаг стрингеров составляет 80... 100 мм, при больших диаметрах — 150...200 мм. При пересечении стрингеров с другими силовыми элементами выполняют вырезы для прохода стрингера. Для усиления в этом месте устанавливают накладки.
Рис. 3.6. Типовые сечения стрингеров
Шпангоуты составляют поперечный силовой набор корпуса. Как правило, это замкнутые кольцевые конструкции, которые подразделяют по воспринимаемым нагрузкам на силовые (усиленные) и нормальные, по роду выполняемой работы — на торцевые, обеспечивающие стыковку с другими отсеками или ракетой-
138	3. Определение облика отсеков космического аппарата
носителем, и промежуточные, подкрепляющие обшивку на участках между торцевыми шпангоутами.
Силовые шпангоуты предназначены для передачи больших сосредоточенных сил и моментов на обшивку в виде потока касательных напряжений и должны иметь хорошую связь с ней. Конструкции силовых шпангоутов разнообразны (рис. 3.7).
Рис. 3.7. Типовые сечения шпангоутов
Шаг установки шпангоутов определяется из расчета наиболее эффективной работы обшивки и составляет 150...500 мм. Нормальные шпангоуты, выполненные из гнутых или прессованных профилей, обычно состоят из нескольких частей, соединенных накладками.
В местах пересечения шпангоутов со стрингерами в стенке шпангоута делаются вырезы (рис. 3.8).
Рис. 3.8. Типовые решения пересечения стрингеров и лонжеронов со шпангоутами:
а — стрингер закрытого профиля и промежуточный шпангоут; б — лонжерон и промежуточный шпангоут; в — стрингер открытого профиля и промежуточный шпангоут; г — стрингер и концевой шпангоут: / — шпангоут; 2 — заклепочное соединение стрингера и шпангоута; 3 — стрингер (лонжерон); 4 — оболочка; 5 — накладка
Обшивка корпуса образует форму отсека, воспринимает значительную часть изгибающего момента, перерезывающую силу и крутящий момент, а также нагрузки от перепада давления между герметичным отсеком и открытым пространством. Обшивку изго
3.2. Конструкции отсеков
139
товляют из металлических листов (алюминиевых и титановых сплавов, стали) или композиционных материалов. Она может быть гладкой, гофрированной, вафельной. При использовании композиционных материалов обшивка может выполняться с закладными силовыми элементами.
3.2.3.	Форма отсеков
Форма отсека корпуса КА зависит от требований к его герметичности. Если отсек герметичный, то он нагружен внутренним давлением, которое колеблется от 0,08 МПа для пилотируемых КА до 0,04 МПа для беспилотных КА. В этом случае исходя из условия максимальной прочности конструкции при обеспечении минимальной массы отсеки выбирают в форме тел вращения (сферы, цилиндра, конуса, тора и т. п.). При необходимости днища у отсеков выполняют в виде овальных панелей.
Форма негерметичных отсеков может быть любой, если она удовлетворяет требованиям по массе и прочности, а также аэродинамическим, противометеоритным, тепловым и другим требованиям (рис. 3.9).
Рис. 3.9. Конструкция негерметичного отсека спутника связи А-2100:
1 — базовая панель; 2 — аккумуляторы; 3 — топливный бак; 4 — антенны ретрансляторов; 5 — излучатель антенн; 6 — панель солнечных батарей; 7 — боковые панели для размещения передатчиков; 8 — всенаправленная антенна;
9 — оборудование связи; 10 — надирная панель; 11 — центральная силовая конструкция (ядро); 12 — боковые панели для размещения антенн
140
3. Определение облика отсеков космического аппарата
3.3.	Компоновка герметичных отсеков
3.3.1.	Компоновка приборных отсеков
Учитывая возможные перемещения приборов на амортизаторах и зазоры, требуемые по условиям охлаждения, определяется объем приборов, которые необходимо разместить в приборном отсеке. Кроме того, добавляется дополнительный объем, равный 10... 15 % от расчетного, для размещения трасс коммуникаций (крепежных элементов конструкции, кабелей, трубопроводов и т. п.) и резерва при возможных изменениях в составе устанавливаемой в отсеке аппаратуры. Исходя из общей компоновки КА определяют габариты приборного отсека (диаметр и длину). Если размещение приборного отсека полученных габаритов невозможно, то допускается его разделение на несколько отсеков, при этом целесообразно компоновать отсеки по функциональному принципу во избежание наличия лишних трасс коммуникаций между отсеками.
По своим габаритам приборные отсеки можно разделить на отсеки малого (Л = L / D. X < 1) и большого (X > 1) удлинения, где L иО — длина и диаметр отсека.
3.3.2.	Особенности компоновки отсека малого удлинения
Поскольку длина (глубина) отсека меньше диаметра, то приборы можно размещать на крепежных элементах конструкций, зафиксированных на стенках отсека (рис. 3.10).
Рис. 3.10. Размещение приборов на стенках отсека:
1 — крепежные элементы; 2 — приборы
Однако подобное размещение приборов нежелательно по следующим причинам:
•	необходимость демонтажа приборов первого ряда, создающая неудобство для замены прибора, установленного во втором
3.3. Компоновка герметичных отсеков
141
ряду, при работе в монтажно-испытательном корпусе на полигоне стартовой позиции и в цеху при сборке и наладке;
•	значительная нагруженность стенок отсека, так как кронштейны, к которым крепятся приборы, зафиксированы на силовых элементах отсека, что приводит к его несимметричному нагружению и увеличению массы;
•	установка герметичных разъемов для подсоединения приборов, размещенных в герметичном отсеке, к приборам, расположенным вне его, на крышке отсека, что приводит к необходимости использовать длинный кабель, позволяющий снять крышку, либо на днище или стенках отсека, что затрудняет эксплуатацию, создает трудности при работе на стартовой позиции и в цеху при сборке, снижает прочность оболочки корпуса вследствие большого числа вырезов и увеличивает массу.
Подобных затруднений можно избежать, если размещать приборы на крышке отсека, при этом приборы крепят непосредственно к крышке или к раме, закрепленной на крышке (рис. 3.11).
Рис. 3.11. Размещение приборов на раме, закрепленной на крышке отсека: 1 — приборы; 2 — рама крепления приборов
Нагрузка от приборов действует на крышку и через фланец крепления к оболочке передается на обшивку. Оболочка отсека нагружена равномерно, в ней отсутствуют вырезы, и она обеспечивает полную герметичность отсека. Разъемы также крепятся на крышке, что значительно уменьшает длину кабелей и трубопроводов, а следовательно, их массу.
На рис. 3.11 рама для крепления приборов имеет крестообразную форму, хотя форма может быть любой, что зависит от вида приборов. В стенках рамы могут выполняться вырезы и отверстия для размещения приборов и прохождения кабелей и трубопроводов. Если масса приборов велика, то возникает опасность нагру-
142
3. Определение облика отсеков космического аппарата
а	б
Рис. 3.12. Штырь-фиксатор {а) и конструкция направляющих (б)
жения фланца крепления крышки к отсеку. Для разгрузки фланца и исключения вибраций конца рамы в ее передней части устанавливают штыри-фиксаторы, которые после установки рамы с приборами попадают в специальные отверстия и заклиниваются после затяжки стыка фланца (рис. 3.12, а). Для удобства сборки на стенках отсека устанавливают направляющие, по которым раму с приборами размещают в отсеке (рис. 3.12, б).
Подобная компоновка приборов
бортового оборудования (рис. 3.13) удобна для работы в цехе, при сборке, монтаже, а также на стартовой позиции, поскольку после
Рис. 3.13. Компоновка герметичного приборного отсека выдвижения оборудования из корпуса все приборы и трассы коммуникаций доступны для работы.
3.3.3.	Особенности компоновки отсека большого удлинения
Размещение приборов бортового оборудования в приборных отсеках большого удлинения возможно только на приборной раме, жестко соединенной с крышкой отсека. Приборная рама может быть крестообразной формы (рис. 3.14, а\ в виде этажерки (рис. 3.14, б), стержня с дискообразными полочками и т. п.
В зависимости от условий компоновки КА приборный отсек может иметь форму, отличную от цилиндрической, как правило,
3.3. Компоновка герметичных отсеков
143
Рис. 3.14. Приборные рамы крестообразной формы (а) и в виде этажерки (б)
коническую. Компоновка приборов, устанавливаемых в подобном отсеке, ничем не отличается от компоновки приборов в отсеках цилиндрической формы.
К креплению приборов, предъявляются различные требования. Есть приборы, которые допускают жесткое крепление (рис. 3.15)
Рис. 3.15. Варианты жесткого крепления приборов:
1 — композитная пластина: 2 — прибор; 3 — крышка люка; 4 — профиль (стрингер); 5 — обшивка; 6 — болт; 7 — гнездо; 8 — металлическая пластина;
9 — кронштейн; 10 — втулка; 11 — анкерная гайка
144
3. Определение облика отсеков космического аппарата
Рис. 3.16. Варианты крепления приборов на амортизаторах:
1 — прибор; 2 — пластина крепления прибора; 3 — амортизатор; 7, 12. 16 — втулка; 5,9, 15 — шайба; 6 — болт; 7—прокладка-амортизатор; 8— прокладки; 10 — прокладка; 7/, 17 — заклепка; 13 — гайка; 14 — болт; 18 — резинометаллический амортизатор
Приборы, требующие защиты от вибраций, устанавливаются на амортизаторах (рис. 3.16).
После установки некоторые приборы требуют юстировки, для чего применяются специальные крепления (рис. 3.17), позволяющие осуществлять установку приборов с требуемой точностью.
Крепление приборного отсека в корпусе КА может осуществляться с помощью фланца, установленного в передней или задней частях отсека. В этом случае целесообразно совмещать фланец крепления крышки приборного отсека с фланцем крепления приборного отсека в конструкции. Если корпус приборного отсека несущий, то следует использовать продольные силовые элементы, которые можно размещать вне герметичной зоны, чтобы не занимать объем, необходимый для размещения приборов.
3.3.4,	Компоновка приборов в деформируемых отсеках
Астрономические и гироскопические приборы, требующие очень высокой точности установки, не допускают нагружения их корпуса.
На корпус прибора, установленного в герметичном отсеке, воздействуют деформации отсека вследствие наддува, испытаний
3.3. Компоновка герметичных отсеков
145
Рис. 3.17. Устройства, позволяющие проводить юстировку приборов после установки:
1 — прибор; 2 — платформа; 3 — корпус отсека; 4. 8 — крепеж; 5 — болт со сферической головкой; 6. 7, 13 — гайка; 9. 15 — кронштейн; 10, 20 — болт; 11 — опора; /2, 17. 18 — вкладыш; 14. 19, 21 — шайба; 16 — контргайка; 22 — сферический сегмент
и выведения в космос. Этого воздействия можно избежать, если использовать некоторые особенности деформации тороидальных оболочек (рис. 3.18) от внутреннего давления. Формулы напряжений в круговой тороидальной оболочке с ростом отношения R/r переходят в формулы напряжений для круговой цилиндрической оболочки, но для
Рис. 3.18. Схема тороидальной оболочки
деформаций такого перехода не существует. Если по формулам двух-
осного напряженного состояния определить значения приращения размеров АОВ и ДСМ , то получим
ДОВ = ^(1-ц), оЕ
(3.1)
где р — давление; 5 — толщина стенки; Е — модуль упругости материала; ц — коэффициент Пуассона.
146
3. Определение облика отсеков космического аппарата
Из выражения (3.1) следует, что деформация радиуса г не зависит от деформации радиуса R.
В направлении полюсов тороидальная оболочка деформируется значительно больше:
2 (	А
\CD = ^— 1-ц+ .	2
М	/-(R/r)2)
Можно найти такие размеры поперечного сечения тороидальной оболочки, при которых деформации поперечного сечения горизонтального диаметра от действия внутреннего давления будут отсутствовать. В этом случае крепление гироблоков и других приборов, требующих точной юстировки, выполненное по схеме, показанной на рис. 3.19, не будет подвержено деформациям.
Рис. 3.19. Компоновка прибора в отсеке тороидальной формы: / — скользящая опора; 2 — блок оборудования
Можно взять тороидальную оболочку, поперечное сечение которой будет эллиптическим, при этом большая ось эллипса лежит в плоскости тора (рис. 3.20). Деформация большой оси АВ
( 24
ЬАВ = -Р- 2R2 + 2а2 -2^R2 ~^~\ла2
8^	Ь2 Ъ2
где а. b — оси эллипса, а = Г|г, b = r / Y\.
3.3. Компоновка герметичных отсеков
147
Приравнивая полученное выражение доя деформации к нулю, получаем
=П2(П4-2 + Ц)
2(1-п4)
Рис. 3.20. Схема тороидальной оболочки эллиптического сечения
Стыковочные шпангоуты незначительно влияют на характер поперечных деформаций.
На рис. 3.21 приведен пример конструкции тороидальной оболочки, применяемой в качестве герметичного приборного отсека.
Рис. 3.21. Пример конструкции тороидальной оболочки, применяемой в качестве герметичного приборного отсека
К компоновке приборов в герметичных отсеках предъявляются следующие требования:
•	должна обеспечивать заданное положение центра масс и заданный момент инерции;
•	приборы должны размещаться в отсеке в соответствии с требованиями установки, указанными на габаритном чертеже;
•	при компоновке приборов следует обеспечить отсутствие застойных зон, особенно у приборов с большим тепловыделением;
148
3. Определение облика отсеков космического аппарата
•	компоновка приборов должна обеспечивать удобный монтаж при сборке отсека и работе на технической позиции; по возможности необходимо предусмотреть быстрый монтаж и демонтаж приборов.
3.4. Компоновка негерметичных отсеков
3.4.1.	Общие сведения
В последнее время широкое применение находят МКА массой до 1 000 кг. Как уже было отмечено ранее, для выведения их на орбиту в качестве ракет-носителей используют конверсионные баллистические ракеты, способные доставлять на орбиту до трех МКА, что значительно снижает стоимость выведения килограмма полезной нагрузки на орбиту.
На МКА устанавливается целевое оборудование, выполняющее научные, промышленно-хозяйственные и военно-прикладные задачи. Как правило, целевое оборудование МКА имеет малые массогабаритные характеристики и энергопотребление.
Обычно бортовое оборудование, устанавливаемое на МКА, имеет герметичное исполнение и не требует больших герметичных отсеков. Это оборудование может компоноваться в отсеках произвольной формы, позволяющей рационально размещать оборудование и устанавливать его под обтекателем ракеты-носителя (рис. 3.22). Наиболее часто такие отсеки имеют форму параллелепипеда (рис. 3.23).
В этом случае отсек представляет собой пространственный каркас со стенками, выполненными из металла или композиционного материала, которые защищают приборы, размещенные внутри, от внешних воздействующих факторов. Сам каркас также может быть изготовлен из металла или композиционного материала. Использование композиционных материалов значительно снижает массу конструкции.
Переход мировых производителей на создание маломассогабаритной космической техники нового поколения открывает все больше возможностей по унификации разрабатываемых КА. МКА делится на две части, функционально связанные между собой. В одной части аппарата размещается обеспечивающее (служебное) оборудование, во второй — целевое. Поскольку состав обслуживающего оборудования у большинства КА идентичен, возможно создание
3.4. Компоновка негерметичных отсеков
149
Рис. 3.22. Компоновка МКА:
1 — батарея; 2 — приемник детектора излучения; 3 — остронаправленная антенна; 4 — звездный датчик; 5 — детектор нейтронов высоких энергий; б — конструкция крепления антенны;
7 — аппаратура MARIE; 8 — двигательный модуль; 9 — бак с гелием; 10 — топливный бак; 11 — УКВ-антенна; 12 — аппаратура THEMIS; 13 — аппаратура PDDU; 14 — нейтронный спектрометр; 15 — приборная рама; 16 — панель солнечной батареи
унифицированного блока обслуживающего оборудования. Этот блок получил название — унифицированная космическая платформа (УКП).
6
Рис. 3.23. Компоновка УМКП-800:
1 — бортовой многофункциональный компьютер; 2 — аппаратура спутниковой навигации; 3 — блок распределения питания; 4 — системы ориентации и стабилизации; 5 — зона размещения целевого оборудования; 6 — панели конструкции корпуса; 7 — система энергообеспечения; 8 — АФУ; 9 — звездный координатор; 10 — командно-измерительная система; 11 — система ориентации солнечных батарей
150
3. Определение облика отсеков космического аппарата
Унифицированная космическая платформа — это общая унифицированная модель для построения КА, которая включает в себя все служебные системы спутника (модуль служебных систем), а также конструкцию модуля полезной нагрузки. В зависимости от типа КА УКП может содержать только служебные системы, без конструкций модуля полезной нагрузки.
Использование УКП имеет ряд существенных преимуществ по сравнению с индивидуально разработанными аппаратами:
•	сокращение затрат на проектирование в связи с серийностью производства и возможностью распределения стоимости проектирования платформы между всеми спутниками серии;
•	увеличение надежности спутников из-за многократной проверки и отработки их систем;
•	уменьшение времени производства спутника до 18...36 месяцев, кроме того производители УКП гарантируют сроки изготовления.
Обычно в состав УКП входят все служебные системы, кроме модуля целевой аппаратуры. Также на платформе предусматривается место для установки полезной нагрузки и антенн (см. рис. 3.23). Иногда часть полезной нагрузки устанавливается в модуле УКП (спутники связи Спейсбас, Экспресс, SS/L 1300 и др.), в корпусе УКП для размещения этих систем отводится место, и они считаются частью платформы. Как правило, платформы выбираются под массу выводимой полезной нагрузки, что, в свою очередь, определяет массу КА и мощность его системы энергообеспечения. Одной из характеристик является отношение массы полезной нагрузки к общей массе КА. В настоящее время это отношение составляет 18... 19% для современных тяжелых спутников.
УКП классифицируют по массе (заправленные):
•	легкие — до 2 000 кг с мощностью энергопотребления полезной нагрузки до 6 кВт;
•	средние — до 5 000 кг с мощностью энергопотребления полезной нагрузки до 14 кВт;
•	тяжелые — более 5 000 кг с мощностью энергопотребления полезной нагрузки более 15...20 кВт.
В табл. 3.1 приведены характеристики УКП, используемых в настоящее время.
Общий вид компоновки платформы AstroSat-100 показан на рис. 3.24.
3.4. Компоновка негерметичных отсеков
151
Таблица 3.1. Универсальные космические платформы, используемые в настоящее время
Название	Масса, кг	Мощность, кВт	Количество изготовленных	Производитель
Spacebus 4000	Средш 3000... 5000	te и тяжелы. До 11,6	е платформы 65(7)	Thales Alenia Space
Evrostar 3000	6400	6...14	Более 60	EADS Astrum
Aiphabus	6000...6600	12...18	0(1)	EADS Astrum/Thales Alenia Space
Boeing 702	6000	До 18	25(15)	Boeing
Boeing 601			73 (25)	Boeing
SS/L 1300	8000	До 20	83 (25)	Space Systems/Loral
A2100AX	2800... 6600	До 15	36	Lockheed Martin Space Systems
KAYP-4	2300...2600	1,7...6,8	31	ОАО ИСС
Экспресс 2000	До 6000	До 14	0(4)	ОАО ИСС
Дунфан Хун-4 Star bus	До 5200 1450 (сухая)	До 8 Легкие плат, 1,5...7,5	12 формы 21 (10)	China Aerospace and Technology Corporation Orbital Sciences Corporation
Экспресс 1000	До 2200	До 6	3(18)	ОАО ИСС
A2100A		1...4		Lockheed Martin Space Systems
LUCSOR	1600...3000	До 4	0(1)	OHB
Навигатор	650... 850	До 2,4	2(6)	НПО им. C.A. Лавочкина
Яхта	350...500	До 3,9	4	гкнц им. М.В. Хруничева
Универсальная космическая платформа	950... 1200	До 3000 Вт	4(1)	РКК «Энергия»
152
3. Определение облика отсеков космического аппарата
Рис. 3.24. Общий вид компоновки платформы AstroSat-100:
/ — радиопередатчик; 2 — двигатель-маховик по оси Y, 3 — гироскоп; 4 — БЦВМ; 5 — двигатель маховик по осям X и Z; б — топливный бак (гидразин);
7 — энергетический блок; 8 — магнитные датчики; 9 — батарея; 10 — звездный датчик
3.4.2.	Ферменный отсек
Наряду с оболочечными отсеками в космической технике широкое применение находят ферменные (рамные) отсеки. В зависимости от расположения стержней фермы подразделяются на плоские, все стержни которых находятся в одной плоскости, и пространственные, стержни которых расположены в разных плоскостях (рис. 3.25).
По роду составляющих стержней фермы бывают трех видов:
•	жесткие, состоящие из жестких стержней, воспринимающих растягивающие и сжимающие усилия;
•	расчалочные, у которых вместо раскосов жесткой фермы имеются две расчалки, воспринимающие лишь растягивающие усилия;
•	смешанные, часть жестких раскосов которых заменена расчалками.
Силовые элементы в конструкции ферменного фюзеляжа — лонжероны (пояса ферм), стойки и раскосы; в вертикальной плос-
3.4. Компоновка негерметичных отсеков
153
кости — распорки и расчалки (гибкие стальные ленты), в горизонтальной плоскости — расчалки или раскосы между фермами и обшивкой. На рис. 3.25 (вид А) показан типовой узел соединения элементов конструкции фермы. Обычно фермы статически определимы, в этом случае они получаются легче.
Рис. 3.25. Конструкция ферменного фюзеляжа:
/ — лонжероны; 2 — стойки; 3 — распорка; 4 — раскосы: 5 — расчалка
Фермы применяют для соединения отсеков между собой, крепления КА к разгонному блоку, ракете-носителю или ДУ.
При компоновке МКА используют каркасные конструкции, состоящие из ряда горизонтальных и вертикальных плоскостей, закрепленных на основном несущем элементе (рис. 3.26).
Ферменные отсеки применяются для размещения крупнога-баритых элементов бортового оборудования: баков, телескопов и пр. Например, ферменный отсек
Рис. 3.26. Каркас МКА
использован для размещения инфракрасного телескопа SPIRIT III при компоновке КА Midcourse Space Experiment (MSX) (рис. 3.27).
154
3. Определение облика отсеков космического аппарата
Рис. 3.27. Компоновка ферменного отсека на КА MSX:
I — отсек целевой аппаратуры; II — ферменный отсек; III — отсек электроники; IV — адаптер для стыковки с ракетой-носителем; 1 — оптическая скамья; 2 — скамья приемника радиомаяка; 3 — телескоп SPIRIT III; 4 — сотопанель +~ с установленной панелью солнечной батареи; 5 — сотопанель -у; 6 — сотопанель -х;
Габариты и конструкция рис. 3.28. Ферма массой 47,1
ферменного отсека показаны на кг изготовлена из многослойного
Рис. 3.28. Ферменный отсек КА MSX:
/ — фитинг для стыковки с отсеком электроники; 2 — стержень; 3 — фитинг для стыковки с отсеком целевой аппаратуры; 4 — верхний диагональный стержень; 5 — фитинг для стыковки с телескопом SPIRIT; 6 — нижний диагональный стержень
графит-эпоксидного композиционного материала, обладающего высокой жесткостью и минимальной теплопроводностью. Укладка слоев композиционных материалов обеспечивает псевдоизотропность свойств стержней. Стержни имеют двутавровое сечение с ребрами между полками для увеличения крутильной жесткости. В уз
3.4. Компоновка негерметичных отсеков
155
лах фермы установлены титановые фитинги. Соединение композитных стержней и титановых фитингов показано на рис. 3.29. Фитинг крепления телескопа (рис. 3.29, а) крепится при помощи системы композитных накладок, распределяющих нагрузку и препятствующих расслоению КМ. Угловой фитинг крепления ферменного отсека (рис. 3.29, б) соединяется со стержнем прямоугольного сечения, установленным на отсеке научной аппаратуры.
Рис. 3.29. Фитинги ферменных отсеков:
а — фитинг крепления телескопа: / — опорная пластина; 2 — косынка; 3 — пластина усиления; 4 — верхняя диагональная двутавровая балка; 5 — титановый фитинг; 6 — треугольная косынка; 7 — нижняя диагональная двутавровая балка; б — верхний диагональный угловой фитинг: / — законцовка стержня, отформованная под фитинг; 2 — пластина усиления; 3 — титановый фитинг для соединения с отсеком целевой аппаратуры; 4 — соединительная втулка отсека целевой аппаратуры; 5 — верхняя диагональная двутавровая балка; все элементы композитные, кроме отмеченных титановых элементов
Ферменный отсек может использоваться также в качестве переходной проставки между другими отсеками. Такие проставки необходимы, если требуется обеспечить разделение отсеков, например возвращаемого аппарата и агрегатного отсека. Конструкция фермы-проставки должна обеспечивать работу стержней преимущественно на растяжение-сжатие. При этом должно выполняться условие устойчивости стержня при действии сжимающих нагрузок. Рациональным решением с точки зрения жесткости и массы отсека является составление фермы из стержней, лежащих на сторонах равностороннего
156
3. Определение облика отсеков космического аппарата
Рис. 3.30. Ферменные отсеки-проставки:
а — ферма малого удлинения; б — ферма большого удлинения с промежуточным силовым поясом
треугольника (рис. 3.30, а). При необходимости удлинения отсека применяют дополнительные силовые пояса (рис. 3.30, б).
Стержни отсеков изготавливают как из металла, так и из композиционного материала. Соединение стержней фермы должно обеспечивать пересечение их осей в точке. Конструкции нерегулируемых соединений стержней с фитингами показаны на рис. 3.31
Рис. 3.31. Соединение металлических стержней с фитингами: 1 — стержень; 2 — фитинг; 3 — замок; 4 — шпилька; 5 — крепеж
3.4. Компоновка негерметичных отсеков
157
и рис. 3.32. В случае когда требуется исключить передачу изгибающих моментов на стержень и обеспечить статическую определимость фермы, применяют фитинги с шарнирами, как показано на рис. 3.33.
Рис. 3.32. Соединение композитных стержней с фитингами:
/ — стержень; 2 — фитинг; 3 — вкладыш; 4 — крепеж; 5 — труба из композиционного материала; 6 — стакан для размещения пирозамка
Рис. 3.33. Конструкция фитинга с шарниром:
1 — стержень; 2 — накидная гайка;
3 — опора; 4 — шпилька;
5 — гайка; 6 — контровочная шайба: 7 — соседний отсек
Кроме прямолинейных стержней для построения ферменных отсеков могут использоваться изогнутые профили. Пример конструкции цилиндрического ферменного отсека показан на рис. 3.34.
158
5. Определение облика отсеков космического аппарата
Рис. 3.34. Цилиндрическая ферма, выполненная из профилей:
1 — стержень; 2 — стыковочный шпангоут; 3,4 — крепежные элементы
3.4.3. Компоновка негерметичных отсеков наноспутников
Космические аппараты пико- и нанокласса массой до 1 и 10 кг соответственно имеют негерметичные отсеки, основой конструкции которых являются штампованные из листового алюминиевого сплава силовые элементы и многослойные печатные платы, на которых размещается бортовое оборудование.
С 1999 г. для негерметичных отсеков применяется спецификация CubeSat, ставшая международным стандартом де-факто для таких аппаратов. Основой стандарта является базовый вариант CubeSat U1, имеющий, согласно спецификациям, размер 10x10x10 мм (объем 1 л) и массу не более 1,33 кг. Система координат CubeSat должна соответствовать изображенной на рис. 3.35. Точка начала системы координат CubeSat совпадает с геометрическим центром CubeSat. Центр масс должен располагаться внутри сферы диаметром 2 см, центр которой расположен в геометрическом центре аппарата. Четыре ребра отсека являются лонжеронами квадратного сечения, которые передают нагрузку при старте и при соединении нескольких спутников в пакет.
Для выведения CubeSat спецификацией предусмотрен транспортно-пусковой контейнер P-POD (Poly picosatellite orbital deployer), рассчитанный на запуск пакета из трех КА размером U1. Общий вид и поперечное сечение пускового контейнера показаны на рис. 3.36. Система координат CubeSat должна совпадать с системой
3.4. Компоновка негерметичных отсеков
159
Контакт отделения, сторона +Z
Рис. 3.35. Габаритный чертеж CubeSat:
1 — пружинный толкатель (2 шт); 2 — сторона + Y; 3 — контакт отделения (2 шт); 4 — сторона +%; I, II, HI, IV — стойки
Рис. 3.36. Транспортно-пусковой контейнер P-POD (а) и габариты зоны полезного груза в его поперечном сечении (б)
160
3. Определение облика отсеков космического аппарата
P-POD при интеграции. На рисунке отмечены зоны полезного груза в контейнере P-POD. Касание стенок контейнера не допускается. Никакие компоненты на боковых сторонах отсека не должны выступать более чем на 6,5 мм по нормали к поверхности. Все детали CubeSat должны быть закреплены во время запуска, вывода на орбиту и функционирования; использование пиротехнических устройств не допускается.
Лонжероны при выходе спутника из контейнера выполняют функцию направляющих. Не менее 75 % поверхности направляющих должны соприкасаться с направляющими P-POD. Для предотвращения холодной сварки и уменьшения трения они должны быть анодированы или покрыты тефлоном. На концах лонжеронов должны быть установлены толкатели и контакты отделения. CubeSat должен комплектоваться не менее чем одним контактом отделения. Габариты и параметры миниатюрных пружинных толкателей указаны в спецификации . В настоящее время бортовое оборудование для спутников CubeSat в значительной мере унифицировано, производится и продается коммерческими фирмами. Описание блоков аппаратуры, и элементов конструкций а также их чертежи и геометрические модели можно найти на сайтах фирм-производителей. Каждый блок аппаратуры компонуется на отдельной
Рис. 3.37. Основные элементы компоновки CubeSat U1:
1 — система электроснабжения; 2 — СВЧ-приемопередатчик; 3 — спектрометр; 4 — полезная нагрузка; 5 — бортовой компьютер; 6 — солнечные батареи: 7 — конструкция; 8 — СВЧ-антенна (диполь)
Подробнее см.: Nason Creedon М., Johansen N. CubeSat p-pod deployer requirements. 2002. URL: http://www.ohlsa.net/data/satellite/cubesat/p-pod-mkl/ppod_mkl_icd.pdf
3.4. Компоновка негерметичных отсеков
161
печатной плате. Внутри отсека CubeSat U1 платы собираются в пакет. Примерный состав бортового оборудования CubeSat показан на рис. 3.37, параметры бортового оборудования приведены в табл. 3.2. Внутрен-
100
няя компоновка отсека приведена на рис. 3.38, где боковые панели условно не показаны. На боковых панелях отсека размещаются, например, солнечные батареи, катушки системы магнитной стабилизации и пр. На двух боковых панелях, согласно спецификации, дол-
Рис. 3.38. Пример внутренней компоновки наноспутника CubeSat U1
жны быть предусмотрены окна для доступа к бортовому оборудова-
нию, установленному внутри отсека.
Спецификацией стандарта CubeSat предусматривается возможность увеличения длины отсека кратно 50 мм. Такие компоновки
Таблица 3.2. Параметры бортового оборудования CubeSat U1
Наименование	Обозначение	Габариты, мм ДхЩхВ	Масса, г
Сборка антенн	GOMSpace NanoCom ANT-430	98,0x98,Ox 18,25	30
Система электроснабжения	GOM Space NanoPower P31 u	92,8x89,1x25,6	200
СВЧ-приемопередатчик	GOM Space NanoCom U482C	95,4x90^x15,1	75
Спектрометр	MySpectral Spectruino	101,0x65,0x27,0	—
Полезная нагрузка	NanoSatisfi LLC ArduSat Custom	—	—
Бортовой компьютер	GOMSpace NanoMind A712C	96,0x96,0x10,0	55
Солнечные батареи	GOMSpace NanoPower Pl 10a	98,0x98,0x2,0	26
Конструкция	ISIS 1U CubeSat Frame	100,0x100,0x113,5	100
162
3. Определение облика отсеков космического аппарата
обозначаются 1,5U (170,25 мм), 2U (227,0 мм), 3U (340,5 мм). Полезная нагрузка размещается на верхней панели отсека, как показано на рис. 3.39. При этом габариты не должны выходить за пределы, предписанные стандартами. Для отсека 3U на нижней панели дополнительно предусматривается цилиндрический объем под объектив камеры, размеры которого показаны на рис. 3.40.
Рис. 3.39. Компоновка CubeSat U1 с полезной нагрузкой:
7, 7 — винты потайные с плоской головкой; 2 — внешняя панель полезной
нагрузки; 3 — внешняя полезная нагрузка; 4 — плата адаптера нагрузки; 5 —
винты с круглой головкой; 6 — электронная плата-адаптер полезной нагрузки;
8 — корпус CubeSat
Рис. 3.40. Дополнительный объем под объектив камеры для спутника CubeSat 3U
3.5. Раскрывающиеся конструкции космических аппаратов
163
3.5. Раскрывающиеся конструкции космических аппаратов
В космическом полете, на борту КА, имеется значительное количество оборудования (солнечные батареи, антенны, штанги с научными приборами и др.), которое раскрывается после выведения на орбиту (рис. 3.41). На участке выведения все это оборудование складывается, так как в раскрытом положении оно не умещается под обтекателем ракеты носителя.
а	б
Рис. 3.41. Раскрывающиеся конструкции межпланетной космической станции «Вояджер» (а) и миниспутника MagSat (б):
а: 1 — измеритель слабого магнитного поля; 2 — измеритель сильного магнитного поля; 3 — антенна высокого разрешения диаметром 13,7 м; 4 — блок электроники; 5 — датчик космических лучей; 6 — плазма; 7 — индикатор; 8 — ультрафиолетовый датчик; 9 — инфракрасный спектрометр и радиометр; 10 — фотополярометр; 11 — датчик частиц низкого уровня; 12 — гидрозинный двигатель; 13 — оптический измеритель и радиатор; 14 — всенаправленная антенна; 15 — радиоизотопый электрогенератор, б: 1 — дипольная антенна; 2 — солнечная батарея; 3 — базовый модуль; 4 — датчик горизонта и моментный датчик; 5 — штанга; 6 — магнитная катушка по оси Z; 7 — ленточная антенна S-диапазона; 8 — запоминающее устройство; 9 — электроника ATS; 10 — блок контроля температуры электроники; 11 — блок управления положением солнечных батарей; 12 — блок системы управления; 13 — оптический датчик; 14 — звездный датчик; 15 — оптический датчик; 16 — штанга магнетометра (частично раскрытая); 17 — уголковый отражатель; 18 — масштабный магнитометр; 19 — платформа приборов; 20 — измеритель угла; 21 — датчик вектора магнитометра; 22 — датчик ориентации солнечных батарей
164
3. Определение облика отсеков космического аппарата
3.5.1.	Конструктивные элементы раскрывающихся конструкций
Рис. 3.42. Вариант штанги, раскрывающейся по схеме пантографа
Как видно из рис. 3.41 и 3.42, научное оборудование может удаляться на значительное расстояние. Солнечные батареи имеют большие площади, антенны могут иметь диаметры до нескольких десятков метров, которые в сложенном положении должны занимать минимальный объем.
Причем антенны требуют определенной ориентации после раскрытия, поэтому раскрывающиеся конструкции имеют различную кинематическую структуру.
К раскрывающимся конструкциям предъявляются следующие требования:
•	минимальная масса;
•	небольшой объем в сложенном состоянии;
•	высокие прочностные характеристики (изгиб, кручение);
•	термоустойчивость;
•	хорошая регулировка после раскрытия.
Как видно из рисунков, раскрывающиеся конструкции, имеющиеся на борту КА, имеют разнообразную конфигурацию, они должны не только раскрываться, но и складываться. В табл. 3.3-3.7 приведены базовые конструкции, которые могут быть использованы для различных раскрывающихся конструкций.
В табл. 3.3 представлены краткие характеристики 30 линейных раскрывающихся конструкций, способы их раскрытия и конструк
тивные элементы, из которых они изготавливаются, а также рекомендации по их применению.
3.5.2.	Механизмы раскрытия шарниров
Панели солнечных батарей, ребра раскрывающихся антенн и др. соединяются между собой и местами крепления с помощью шарнирных соединений. При раскрытии происходит вращение одной части шарнира относительно другой. Наиболее распространенным приводом раскрытия шарнира является пружина. Конструктивное решение подобного привода различно.
Таблица 3.3. Конструктивные решения раздвижных конструкций
Название и схема конструкции	Описание, назначение конструкции и механизм раскрытия	Примечание
Телескопическая, состоящая из трех частей	Треугольная рамная конструкция, поддерживаемая роликами при выдвижении, после раскрытия секции становятся на замок для предотвращения складывания	Треугольная конструкция обеспечивает жесткость при высокой нагрузке. Конструкция отвечает требованиям по нагружению и габаритам в сложенном состоянии. В экстренных случаях могут использоваться три секции или меньше. Система нелинейна, поэтому могут быть отдельные неточности после выдвижения. При нагреве и охлаждении имеет минимальные деформации
Телескопическая цилиндрическая	Набор концентричных труб различного диаметра. В раскрытом состоянии фиксируется замками. Возможно раскрытие и закрытие	Тонкостенная балка плавно раскрывается в среднем на 15 м. Увеличение давления в трубе минимального диаметра обеспечивает относительную гибкость. Выбор отношения диаметра к толщине стенки сИЬ исключает возможность потери местной устойчивости. Требуемая величина перекрытия обеспечивает отсутствие люфта. Градиент температуры стенки может служить причиной прогиба. Поперечное сечение должно сохранять окружность, чтобы избежать заклинивания при раскрытии. Температурный режим должен обеспечивать трение скольжения при раскрытии и закрытии
Продолжение табл. 3.3
Название и схема конструкции	Описание, назначение конструкции и механизм раскрытия	Примечание
Складывающаяся балка	Секция может быть сконструирована из ферм, состоящих из труб или стержней. Секции связаны с помощью шарниров и раскрываются и закрываются при помощи тросовой системы	Выбор базовых секций зависит от действующих нагрузок. Люфт в соединении звеньев (шарнирах) должен быть минимальным. При наличии трения система становится нелинейной и динамически неустойчивой. Заклинивание от нагрева маловероятно. Балка требует больших объемов для хранения, чем телескопическая
Линейная	Панели соединяются между собой петлями и крепятся к ребру балки. Петли балки длиннее, чем петли на панели. Панели раскрываются в ряд и после раскрытия запираются пружинными замками. Раскрытие производится натяжением троса	Конструкция компактна в транспортном положении, позволяет использовать различные агрегаты. Большое количество звеньев кинематической цепи делают конструкцию нелинейной, что затрудняет динамический анализ
Пантограф	Три u-образных зажима фиксируют узлы при полном раскрытии. Главным образом используется как нагруженная небольшими нагрузками	Конструкция компактна в транспортном положении. Недостаточно устойчива в поперечном направлении и кручении. Прочность конструкции ограничена в раскрытом состоянии вследствие того, что все звенья работают на изгиб. Изгиб от теплового нагружения корректируется
Название и схема конструкции
Раздвижная балка
Описание, назначение конструкции ______и механизм раскрытия___ Две прямоугольные рамы-балки в развернутом состоянии соединены шарнирным соединением с панелью, нагруженной перерезывающей силой. Панель в раскрытом состоянии фиксируется замками, раскрытие производится с помощью лебедки
Раздвижная коробчатая
Панели прямоугольного профиля, имеющие форму фланцев, в продольном направлении соединяются как навесные с помощью пружин кручения. Шарниры скрыты и после полного раскрытия запираются, сворачивание не предусмотрено
Раздвижная решетка
Жесткая продольная балка треугольного сечения с шарниром в каждом узле. Складывание производят в результате натяжения троса, закрепленного в каждом узле. Нагружение узлов происходит как при раскрытии, так и при свертывании
Примечание
Очень удобна в сложенном состоянии, при этом расчетливо спроектированные фиксаторы делают конструкцию неупругой. Вследствие нелинейности добротность конструкции меньше ожидаемой при действии крутящих нагрузок. Фиксаторы делают раскрытие более сложным и менее надежным. Требуется теплозащита, так как тепловые нагрузки мо-гут вызвать деформации____________________
Компактна в сложенном состоянии. Базовая конструкция обеспечивает хорошую работу при кручении. Несмотря на большое удлинение и небольшую жесткость, эта конструкция очень эффективна дня длинных балок. При размещении на солнечной стороне имеет минимальные деформации при перепаде температуры. Сложный температурный профиль может вызывать разгибающее усилие. При неполном раскрытии балка недостаточно жесткая________________
Компактна при хранении. Балка на базе треугольного сечения имеет хорошие прочностные и массовые характеристики. Балка сохраняет свои прочностные характеристики весь период эксплуатации, подготовка к эксплуатации затруднена. Трехтранная конструкция обеспечивает хорошую работу при солнечном нагреве
Продолжение табл. 3.3
Название и схема конструкции				Описание, назначение конструкции и механизм раскрытия	Примечание
Пространственная решетка				Конструкция из композиционного материала раскрывается за счет натяжения троса. Продольные секции балки имеют треугольную форму, может раздвигаться и складываться при помощи реек, закрепленных к узлам секций, возможны деформации ячеек при раскрытии и закрытии	Компактна при хранении. Линейная система имеет хорошие прочностные и массовые характеристики Сохраняет свои прочностные характеристики весь период эксплуатации. Воспринимает ограниченные нагрузки, для увеличения которых необходимо увеличить диаметр. Низкие температурные нагрузки не создают проблем. Низкая теплопроводность композиционного материала исключает температурные деформации
					
					
					
Удлиненный пантограф				Трехгранная балка-панторгаф состоит из соединенных шарнирами стержней, каждый из которых имеет двояковыпуклую форму и пассивный замок. Стержневая конструкция раскрывается при деформации противоположно расположенных стержней. Конструкция не складывается	Компактна в сложенном состоянии. Хорошая жесткость в раскрытом состоянии. Лонжерон имеет рамную конструкцию и подвергается нагружению. Изгибающая нагрузка на балку ограничена. Продольные секции выдерживают более высокие нагрузки, чем поперечные сечения
Название и схема конструкции	Описание, назначение конструкции и механизм раскрытия	Примечание
Треугольная шина	Скрученная пружинная тросовая конструкция. Треугольные профили приварены к лонжерону. Один катет делается гибким и крепится шарнирно, что позволяет сложить две другие вместе. Сложенная балка может быть свернута в рулон. Рулон разматывается электроприводом. Мотор реверсивный, что позволяет разматывать и сматывать рулон. Если сматывание не необходимо, то развертывание может производиться пружиной	Для восприятия крутящих нагрузок необходимы дополнительные устройства. Предельная нагрузка скрученного лонжерона имеет допустимые величины. Для исключения крутильных и изгибных деформаций необходимо минимизировать температурный градиент. Линейная динамическая модель позволяет рассматривать ее как вытянутую балку. Очень компактна в транспортном положении
		
Чечевидная балка	Две пружинные ленты с «памятью», сварены краями. Секции сглаживают и наматывают как пожарный рукав для хранения на барабан. Развертывание производится с помощью электропривода, рукав не может быть свернут	Система динамически линейна и хорошо хранится в транспортном положении. Балка может растягиваться на расстояние до 15 м. Увеличение балки на большую длину приводит к снижению ее прочности. При определенных нагрузках момент инерции сечений балки может быть немного увеличен. Благодаря сварке краев конструкция балки компенсирует изгиб от тепловых нагрузок
Продолжение табл. 3.3
Название и схема конструкции		Описание, назначение конструкции и механизм раскрытия	Примечание
Тройная балка (локхид) /о о о о о]	Ф >оо( А / О О О О О ( JJ	t		Балка состоит из трех пружинных лент, соединенных по краям крепежными элементами. Средняя лента наматывается на катушку при помощи реверсивного электропривода	Высокая динамическая устойчивость. Относительно компактна при хранении. Эта конструкция особенно подходит для длинных балок. Нагрузка на балку длиной 15 м высокая. Передние и задние стенки испытывают кроме трения и тепловые нагрузки
OQ_-	r> n о	и и [. О, О, О< ОжО/ Г О’ О' О' О' О'|		Три напряженные соединенные ленты, две внешние предварительно напряженные расплющены и намотаны на остов катушки. Средняя пружинная лента, вставленная между ними, также намотана на катушку. Грани трех лент блокируются замками и образуют развернутую балку. Катушка приводится во вращение реверсивным электроприводом	Линейная динамическая система, свернутая в транспортном положении. Выдвигается средняя балка. Отношение ширины к длине и толщины к длине пластины ограничивает воспринимаемое усилие при увеличении длины более 15 м. Момент инерции балки может быть незначительно увеличен. Температурный градиент по поверхности балки вызывает большой изгиб. Для облегчения во всех трех гранях могут быть сделаны отверстия
Название и схема конструкции		Описание, назначение конструкции и механизм раскрытия	Примечание
Взаимосвязанный отк] рулон	эытый	Две пружинные плоские ленты, намотанные на катушку. При раскрытии балки края соединяются в замок. Катушка заблокирована и развертывается с помощью реверсивного электропривода, что позволяет свертывать балку	Система компактна при транспортировке. Балка рассматривается как цельная труба при малой и средней длине (до 15 м). Увеличение длины балки приводит к снижению прочности. Предположительно, что при солнечном нагреве температурные деформации будут линейно возрастать. Цилиндрическая форма может быть нарушена при тепловой нагрузке. Размотанный рулон требует теплозащитного покрытия
Растяжимый рулон с п 5^-	[амятью	Ленты с «памятью» при транспортировке намотаны на катушку. Этот рулон и является балкой. Рулон разворачивается и сворачивается реверсивным электроприводом	Линейная динамическая система, скрученная и компактная в транспортном положении. Балка неэффективна при большой длине. Снижение температуры на стыке маловероятно. Форма отверстия обеспечивается выравниванием температуры. Свернутый рулон нуждается в теплозащите
Упругая спираль |\ \	\ (^)	При раскрытии формируется труба из спирально раскрученной, предварительно напряженной ленты. Раскрытие может производиться как само-раскручиванием, так и с помощью электропривода. Электропривод контролирует скорость раскрытия и сворачивает ленту	Компактна в транспортном положении, имеет низкую продольную и крутильную устойчивость. Поперечная, продольная и крутящая нагрузки зависят от трения между витками, расположенными внахлест. Для сохранения круглой формы сечения необходима теплозащита. В результате Haipeea материала при скручивании возможны разрывы, что не позволит образовать трубу
Продолжение табл. 3.3
Название и схема конструкции
Описание, назначение конструкции и механизм раскрытия
Примечание
Надувная конструкция
Нанотехнологическое надувное изделие
Труба из пленки, сложенная для хранения, надувается газом (выпрямляется и удаляются морщины). Материал трубы — алюминиевая пленка с покрытием. Надутая газом система может использоваться как монтажная арматура или растяжка. Складывание не предусмотрено
а — внутри тканевого каркаса формируется внутренний слой из пенорезины. Под давлением пенорезина заполняет арматурную сетку, создавая круглую форму; б — трубчатый фибровый материал делается гибким и желеобразным с помощью пластификатора. Газообразная пластифицирующая присадка улетучивается в вакууме, и труба становится жесткой примерно через 20 ч
Нелинейная динамичная конструкция, компактная в свернутом состоянии. Прочность и устойчивость более или менее высокая. Хорошие результаты могут быть получены, несмотря на сложную технологию и необходимость наносить защитный слой, препятствующий деградации материала. Возможно слипание материала при нагреве
Линейна и хороша динамически, удобна в хранении, что объясняется малой удельной плотностью пенорезины. Допускается большой градиент температуры на поверхности. Проблемой может быть контроль температуры поверхности
Название и схема конструкции	Описание, назначение конструкции и механизм раскрытия	Примечание
Гибкий фал Ф L_U	U	U	U	U	LL_J * □сооо	Цилиндрические секции, имеющие на концах сферические поверхности, в которых размещаются сферы, соединяются при помощи упругой детали, проходящей через конструкцию. Закрепленная на противоположных концах напряженная деталь выстраивает элементы в прямую линию	Необходим увеличенный объем для хранения. Стянутые упругим элементом сосредоточенные массы обладают недостаточной прочностью. Тепловые деформации зависят от материала и размера конструкции
Таблица 3.4. Базовые конструктивные элементы, используемые при проектировании раскрывающихся конструкций
Профиль	Форма					Характеристика профиля	Примечание
С ил ош-ной						Хорошо работает на растяжение, момент инерции переменный в ортогональной проекции	Имеет плоскую поверхность, что обеспечивает экономию материала при изготовлении рамы
						Выдерживает высокие нагрузки, имеет равные моменты инерции по ортогональным осям	Главным образом используется дня механизмов и изготовления коротких балок и опор
						Хорошо работает при изгибе и кручении, имеет постоянный момент инерции	Экономия материала при изготовления балок и фитингов
	(	)					Момент инерции переменен в ортогональном направлении	Применяется в сварных конструкциях из сплющенных труб
Труба						Хороший торсион, моменты инерции переменны по ортогональным осям	Используется в антенных конструкциях в качестве волноводов СВЧ и силовых конструкциях
		1	1					
							
						То же	Применяется в плоских конструкциях для изготовления силовых элементов
						Хороший торсион с постоянным моментом инерции	Экономичен, используется в различных конструкциях
	о					Хороший торсион, моменты инерции переменны по ортогональным осям	Обычно применяется в изготовлении круглых конструкций
Балка		1 1				Хороший торсион, имеет переменный момент инерции относительно ортогональных осей	Используется в конструкциях в качестве подкосов в рамах
							
						Хороший торсион, имеет одинаковые моменты инерции относительно ортогональных осей	Используется в симметричных конструкциях, таких как вышки радиоантенн
	А					Хороший торсион, моменты инерции переменны по всем трем направлениям	Используется для симметрично нагруженных и асимметрично нагруженных конструкций
Таблица 3.5. Типовое поперечное сечение балок, используемых в раскрывающихся конструкциях
Форма балки	Варианты	Примечание
Открытый профиль		Небольшая жесткость на кручение, вызванная изогнутостью, ограничивает применение
		Низкая жесткость на кручение, при соединении внахлест имеет высокие демпфирующие свойства, применяется в качестве поглотителей колебаний при тепловых нагрузках для радиотехнических антенн
	L		Широкий ряд типоразмеров позволяет применять как усиливающий элемент узлов конструкций рам и ферм
	1	 М 1	То же, но с повышенным сопротивлением изгибающим нагрузкам. Применяется в рамных конструкциях и фермах
	' || ।	Используется как основной силовой элемент. Воспринимает изгибающие моменты, действующие по всем трем осям; применяется в силовых конструкциях
	I	Верхняя полка изгибается, если нагрузка на срез действует не через центр жесткости
Круглая труба	О 0	При нагреве возникают изгибные напряжения. Требует специального подхода при разработке конструкций. Рекомендуемые размеры конструкций: диаметр не более 150 мм, длина не более 75 м
Плоская труба	00	Плохо работает на изгиб, теряет форму при изгибе. Применение перегородки, приваренной к кромкам, повышает изгибную прочность и сохраняет форму при изгибе
А Треуголь-у/ \\ ная труба		Применяется в тонких ограждениях при ограничениях размера грани не более 150 мм
Таблица 3.6. Возможные способы раскрытия элементов конструкции
Привод	Укладка	Форма секции		Характеристика
Электромеханический привод	Хранится на бабине			Лента с «памятью» в транспортном положении хранится намотанной на катушку. Выдвижение-свертывание осуществляется при помощи электропривода. Допускается многоразовое использование
		А (	I)	Допускается многократное выдвижение и свертывание. В свернутом виде хранится на трех катушках
				Допускается многократное выдвижение и свертывание. Свернутая трубка хранится на катушке
				Развертывается и свертывается с помощью троса, приводимого в движение электроприводом
	Телескопическая	ДЕ		Выдвижение и втягивание может производиться электроприводом, пневматикой или тросовой системой
	Складывающиеся	Различная		Развертывание может производиться с помощью электропривода, пружины или троса
Привод	Укладка	Форма секции	Характеристика
Пружин-ный привод	Хранится на бабине		Пружинный привод, обеспечивает только раскрытие
	Т елескопическая	□ А	То же
	Складывающиеся	Различная	Пружинный привод, используется для раскрытия в комбинации с электроприводом, обеспечивающим контроль динамики раскрытия
Пневматический привод	Т елескопическая		Для обеспечения скольжения при раскрытии используются цилиндрические формы. Необходимо обеспечить герметизацию стыков
	Складывающиеся	Различная	
Таблица 3.7. Возможные кинематические решения раскрывающихся конструкций
Метод раскрытия	Вариант	Характеристика	Примечание
Складные		Складывается гармошкой	Система проста, эффективна, хорошо растягивается, имеет небольшой вес при высокой прочности
		Раскрывающийся жесткий механизм, требующий фиксации после раскрытия	Многозвенный, стержневой механизм, требующий минимального крепления и пружинного механизма для демпфирования при раскрытии
		Надувная конструкция, разворачивается при помощи давления. Изготавливается из металлической фольги, что обеспечивает компактную укладку при хранении	Оснащается клапаном для наддува, размер раскрывающейся конструкции ограничен прочностными характеристиками материала, в сложенном состоянии занимает малый объем
Вращаю-щиеся		Балка намотана на барабан. Раскрываться может сама или при помощи электропривода; сворачивается при помощи привода	Допускает многократное выдвижение и втягивание, без ухудшения быстродействия. Возможно частичное втягивание и выдвижение, без ухудшения прочностных характеристик
		Выдвижение происходит за счет применения пружинной ленты с памятью, свертывание с помощью привода	Допускает многократное выдвижение и втягивание без нарушения характеристик, ограничения по прочности
Телескопические		В сложенном состоянии занимает 20...50 % от развернутого положения, прочностные характеристики зависят от конструкции	Проста, способна часто выдвигаться и убираться, имеет цилиндрическую форму или комбинированную
3.5. Раскрывающиеся конструкции космических аппаратов 179
1.	Пружина с постоянным крутящим моментом.
Пружина представляет собой ленту и жестко закрепляется на одной половине шарнира, другой конец закрепляется с помощью ролика на другой части шарнира и может свободно перемещаться (рис. 3.43). После срабатывания механизма зачековки конструкция, к которой относится часть шарнира с закрепленным концом пру-
Рис. 3.43. Механизм раскрытия шарнира со свободной пружиной
жины, освобождается. Под действием пружины конструкция начинает разворачиваться, при этом свободный конец пружины, скользя по ролику, скручивается в кольцо. После полного раскрытия срабатывает механизм, фиксирующий конструкцию в
раскрытом состоянии.
2.	Витая пружина.
Витая пружина намотана на ось, один конец пружины закреплен на одной части раскрываемой конструкции, другой — на другой (рис. 3.44). После срабатывания механизма зачековки пружина разворачивается и конструкции раскрываются. После раскрытия срабатывает механизм фиксации (рис. 3.45) раскрытой конструкции.
3.	Механизм вращения.
На поверхности головок шарнира установлены две ленточные пружины, причем один конец
Рис. 3.45. Механизм фиксации раскрытой конструкции / — фиксирующий штырь
Рис. 3.44. Конструкция шарнира с витой пружиной:
1 — ось пружины; 2 — зазор
180
3. Определение облика отсеков космического аппарата
пружины закреплен на одной части шарнира, другой конец пружины — на другой (рис. 3.46). После расчековки пружины шарнир раскрываются. Преимущество конструкции в том, что в шарнире минимально трение.
а	б	в
Рис. 3.46. Вращающийся шарнир:
а — транспортная конфигурация; б — раскрывающаяся конфигурация: в — раскрытая конфигурация
4.	Моторизация
Пружины устанавливаются по краям шарнира и крепятся концами к частям шарнира (рис. 3.47). После срабатывания механизма зачековки под действием пружин шарнир раскрывается. По мере раскрытия раскрывающий момент меняется. Минимальное значение момента при раскрытии на 30° , максимальный момент достигается при полном раскрытии шарнира, что требует механизма демпфирования.
а	б	в
Рис. 3.47. Пружинный привод:
а — транспортная конфигурация; б — раскрывающаяся конфигурация; в — раскрытая конфигурация
3.5.3.	Механизм раскрытия штанги с магнитометром
Для измерения магнитного поля планеты приборы (магнитометры), измеряющие магнитные поля, должны быть удалены на большое расстояние от КА, на котором они установлены. Это необходимо для того, чтобы исключить влияние собственного
3.5. Раскрывающиеся конструкции космических аппаратов 181
магнитного поля КА на работу приборов. Для выноса приборов применяют раскрывающиеся механизмы, представляющие собой складную штангу с закрепленным на ней прибором (рис. 3.48).
После раскрытия стержней, из которых сделана штанга,
происходит их зачековка механизмами, расположенными в местах размещения шарниров (рис. 3.49).
-z
Рис. 3.48. Порядок раскрытия штанги магнитометра
Рис. 3.49. Механизм фиксации узла раскрытия:
1 — панель крепления к КА: 2 — фиксатор: 3 — запирающий механизм
К механизму раскрытия штанги магнитометра предъявляются следующие требования:
•	развертывание штанги крепления магнитометра на заданное расстояние (> 6 м, 19,7 футов) от оси Z;
•	оси магнитометра после раскрытия должны отклоняться от осей КА не более чем на ± 0,5°
•	угол раскрытия между первым и вторым стержнем после раскрытия доложен быть 180°;
•	собственная частота штанги после раскрытия должна составлять не менее 0,57 Гц;
•	диапазон температур датчиков магнитометра должен контролироваться;
•	при изготовлении штанги использовать максимально немагнитные материалы.
Раскрытие балки происходит при помощи пружин кручения, установленных в каждом из шарниров. В развернутом состоянии
182
3. Определение облика отсеков космического аппарата
механизм фиксируется с помощью фиксатора, одновременно происходит выравнивание балки в раскрытом состоянии. На барабане, закрепленном на оси секции балки, имеется фигурный вырез. В сложенном состоянии фиксатор упирается в барабан, а при повороте барабана фигурный вырез подходит к фиксатору, который под действием пружины входит в отверстие барабана и фиксирует раскрывшиеся секции балки (см. рис. 3.49). Для снижения влияния солнечного нагрева с учетом использования магнитных материалов стержни балки изготавливают из углепластиковой трубы, имеющей следующие размеры: диаметр 40 мм, толщина стенки 1,8 мм. Фитинги выполнены из титановых или алюминиевых сплавов. Пружина, установленная в шарнире балки, развивает момент, равный 2,26 Н • м.
3.5.4.	Развертываемая стержневая система
Раскрывающаяся конструкция состоит из повторяющихся модулей октаэдрической формы в продольном направлении, аналогично геодезическому триангуляционному знаку (рис. 3.50). Особенность фермы в том, что боковые грани, имеющие треугольную форму, соединены телескопическим стержнем. В результате развертывания происходит преобразование в ферму. На рис. 3.51 и 3.52 показаны элементы фермы.
3.5.5.	Разворачиваемая телескопическая балка
К механизму раскрытия телескопической конструкции предъявляются следующие требования:
•	свободно раскрываться и свертываться в соответствии с требованиями безопасности КА;
•	обеспечивать беспрепятственное развертывание кабелей и др.;
•	раскрываться и складываться как на полную длину, так и на некоторое расстояние, в соответствии с эксплуатационными требованиями;
•	использовать, насколько это возможно, для раскрытия минимального количества электроприводов независимо от выполняемой функции;
•	иметь простую и надежную конструкцию.
3.5. Раскрывающиеся конструкции космических аппаратов 183
Рис. 3.50. Раскрывающаяся ферма:
а — в сложенном положении и полностью раскрытая; б — элементы фермы; 1 — шарнир; 2 — боковое звено; 3 — треугольное звено; 4 — диагональное звено;
5 — модуль; 6 — секция
а	б
Рис. 3.51. Механизм раскрытия телескопической фермы:
а — схема раскрытия: 1 — шарнир; 2 — боковое звено; 3 — диагональное звено; б — ферма в транспортном положении
184
3. Определение облика отсеков космического аппарата
Рис. 3.52. Конструкция стержня:
1 — растягивающаяся пружина; 2 — внешняя труба;
3 — внутренняя труба
• фиксирующий механизм;
На рис. 3.53 показана телескопическая конструкция в сборе (в транспортном положении), на рисунке показаны приводные двигатели, пироустройства и страховочные замки. Конструкция состоит из следующих элементов:
• телескопическая стрела с механизмом развертывания;
•	устройство поддержки кабеля при раскрытии конструкции;
•	механизм защиты, отключающий питание кабеля при аварии;
•	ограничитель, препятствующий выходу трубы из зацепления при
раскрытии.
Рис. 3.53. Телескопическая труба в транспортном положении
Балка состоит из семи вложенных друг в друга трубчатых элементов длиной 400 мм каждый, диаметром 50... 120 мм. При раскрытии телескопической балки каждая труба остается в предыдущей на длину, равную диаметру трубы, чтобы обеспечить жесткость в соединении труб. Материал, из которого изготавливаются трубы, — алюминиевый сплав, толщина стенки трубы 0,4 мм. При раскрытии трубы скользят друг относительно друга по направляющим, обеспечивающим минимальный коэффициент трения и высокую жесткость. Каждая труба заканчивается фланцем, на котором установлен шкив. Скользящие направляющие и перекрытие труб при полном раскрытии балки обеспечивают прочность и жесткость. Минимальная собственная частота телескопической трубы в транспортном положении не более 40 Гц, в раскрытом состоянии без нагрузки — 2 Гц. Процесс раскрытия механизма показан на рис 3.54. Система развертывания обеспечивает параллельное и одновременное развертывание всех труб.
3.5. Раскрывающиеся конструкции космических аппаратов 185
Первая труба выдвигается с помощью электромеханического червячного привода (рис. 3.54, а\ работающего в процессе всего раскрытия. Вторая труба связана двумя тросами, проходящими через два шкива, установленных на каждом торце трубы. Перемещение первой трубы относительно неподвижной трубы определяет движение второй трубы (рис. 3.54, б). Все остальные трубы соединены между собой аналогичным способом. На рис. 3.55 представлен механизм раскрытия телескопической трубы.
Рис. 3.54. Схема раскрытия телескопической трубы:
1 — раскрывающий трос; 2 — шкив; 3 — закрывающий трос; 4 — электродвигатель
Рис. 3.55. Кинематическая схема механизма раскрытия телескопической конструкции с помощью тросовой системы:
1 — датчик кабельной сети; 2 — обратный ход; 3 — прямой ход: 4 — барабан;
5 — реверсивный электропривод; 6 — трос из нержавеющей стали; 7 — датчик: 8 — специальный вкладыш; I, II, III — секции
186
3. Определение облика отсеков космического аппарата
3.5.6. Механизм развертывания ленты
Механизм развертывания ленты показан на рис. 3.56.
Рис. 3.56. Механизм развертывания ленты (кабеля):
1 — оптическая головка; 2 — лента с метками; 3 — свернутая лента; 4 — ось; 5 — мотор; 6 — червяк; 7 — червячное колесо;
8 — корпус
Привод механизма развертывания стальной ленты — червячный. Лента намотана на барабан, длина развертывания 20 м, точность развертывания 2,5 см.
3.6.	Блочно-секционная компоновка
Внешний вид КА определяется выбранной конструктивносиловой схемой, которая может быть:
•	моноблочной, когда функционально единые системы и агрегаты оборудования размещены в едином корпусе и на его поверхности (орбитальная станция «Алмаз», рис. 3.57);
•	свободнонесущей, когда приборы и оборудование расположены «россыпью» на несущих элементах конструкции (МКС «Фобос», рис. 3.58).
Блочно-секционный (модульный) принцип компоновки позволяет разработать универсальную систему с рациональным размещением нагрузок, повысить ее энергетическую эффективность, уменьшить массу, обеспечить удобство проектирования, изготовления и сборку; допускает узкую специализацию блоков.
Блочная конструкция обладает очевидными преимуществами которые дают разделение КА на отдельные блоки.
Рис. 3.57. Компоновочная схема орбитальной станции «Алмаз»:
/ — шлюзовая камера; 2 — люк выхода в космос; 3 — люк перехода в шлюзовую камеру; 4 — антенны системы стыковки; 5 — научная аппаратура; 6 — прибор СС; 7 — гироскопический прибор ориентации; 8 — командно-программный прибор ориентации; 9 — система жизнеобеспечения; 10 — бытовой отсек; И — прибор кольцевого маховика; 12 — кольцевой маховик; 13 — прибор шарового маховика; 14 — микро-ЖРД стабилизации; 15 — шаровой маховик; 16 — ИКВ; 17 — панорамно-обзорное устройство; 18 — радиовертикаль; 19 — оптический визир: 20 — телескопический объектив; 21 — фототелевизионная система; 22 — физический тренажер; 23 — ДУ; 24 — антенна передачи информации: 25 — капсула сброса информации; 26 — двигатель коррекции орбиты; 27 — транспортный корабль «Союз»
188
3. Определение облика отсеков космического аппарата
Рис. 3.58. Компоновка МКС «Фобос»:
1 — остронаправленная антенна; 2 — микродвигатели ориентации; 3 — штанга магнитометров; 4 — антенна радиокомплекса для зондирования ионосферы (длина диполя 40 м); 5 — радиатор-нагреватель; 6.9 — двигатели малой тяги для прецизионного сближения с «Фобосом»; 7 — сбрасываемый зонд; 8 — бак с унитарным топливом; 10 — электроника научной аппаратуры: 11 — радиатор-охладитель; 12 — долгоживущая автономная станция; 13 — экранно-вакуумная теплоизоляция; 14 — баки с окислительным и горючим веществами с вытеснительной системой подачи топлива; 15 — антенна радиокомплекса; 16 — солнечная батарея; 17 — микродвигатель ориентации; 18 — антенна для приема команд с Земли и передачи телеметрии; 19 — научная аппаратура для изучения межпланетного пространства: 20 — научная аппаратура для изучения Марса; 21 — лазер-облучатель; 22 — научная аппаратура для изучения «Фобоса»; 23 — звездный датчик; 24 — прибор для слежения за Солнцем; 25 — научная аппаратура для изучения Солнца
На рис. 3.59 приведена орбитальная станция «Мир», в которую входят основной блок, использованный на всех орбитальных станциях серии «Мир», а также транспортный корабль «Прогресс» и космический корабль «Союз».
Использование блочно-секционного принципа компоновки в космических операциях позволяет разбивать их на отдельные этапы. При этом реализация каждого этапа может быть осуществлена специализированным КА меньшей массы, поскольку на отдельных
3.6. Блочно-секционная компоновка
189
Рис. 3.59. Орбитальная станция «Мир»
этапах требуются меньшие энергетические затраты, чем на всю операцию.
К недостаткам такого принципа относят возрастание сложности операции и массы полезной нагрузки, наличие у каждого КА своей системы управления, уменьшение надежности собранной на орбите конструкции, большое число запусков с Земли, увеличение суммарной характеристической скорости (дополнительные затраты на встречи и стыковки).
Однако снижение энергетических затрат на каждом этапе и разрешение возможности оптимизации состава оборудования существенно повышают эффективность операции.
В зависимости от задач космической операции могут быть использованы следующие способы реализации блочно-секционного принципа компоновки:
190	3. Определение облика отсеков космического аппарата
•	сборка КА из модулей или независимых блоков в виде отдельных ступеней;
•	сборка из отдельных типовых конструкций (баков, рам и т. д.);
•	дозаправка КА топливом на орбите;
•	изготовление на орбите отдельных элементов систем, из которых затем собирают КА.
Применение блочно-секционного принципа компоновки позволит использовать часть массы одного КА на другом.
4.	КОМПОНОВКА ЦЕЛЕВОГО ОБОРУДОВАНИЯ
В зависимости от решаемой задачи на борту КА может устанавливаться различное целевое (информационное) оборудование:
•	аппаратура для фото- и телевизионных наблюдений;
•	радиолокационная аппаратура всепогодного наблюдения высокого разрешения;
•	ИК-аппаратура наблюдения;
•	оптическая аппаратура для фотографирования отдельных выбранных объектов при хорошей освещенности и контрастности;
•	радиотехническая аппаратура, обеспечивающая прием и передачу радио- и телевизионных программ, а также телефонных переговоров;
•	навигационная аппаратура (ГЛОНАСС и GPS);
•	научная аппаратура для проведения астрономических исследований, исследований космического пространства, Солнца, планет и спутников Солнечной системы.
Рассмотрим некоторые задачи, решаемые целевым оборудованием.
4.1.	Назначение целевого оборудования
4.1.1.	Мониторинг поверхности суши
При мониторинге поверхности суши проводится: определение температуры и влажности почвы; выявление и установление масштабов эрозии почвы; наблюдение за состоянием посевов и лесных угодий; измерение площадей и динамики изменения снежного и ледового покровов; разведка полезных ископаемых; обнаружение и контроль загрязнения поверхности суши; оценка водных ресурсов; оперативное наблюдение за районами стихийных бедствий (наводнений, схода селей и т. п.) и лесными пожарами.
192
4. Компоновка целевого оборудования
Доля поверхности суши, пригодная для жизни людей, составляет примерно 20 % общей поверхности Земли. Значительная часть поверхности занята снежным и ледовым покровом, реками и озерами. Одна из важнейших задач, решаемых с помощью КА, — контроль за гидрологическими объектами и процессами, происходящими на поверхности суши, как в региональном, так и планетарном масштабах. Особое внимание уделяется экологическому состоянию поверхности Земли, связанному со строительством гидротехнических сооружений и промышленных объектов, с вырубкой лесов и внесением удобрений в почву, с заболачиванием и вторичным засолением пустынь от неграмотного орошения и т. п.
4.1.2.	Мониторинг водной поверхности и ее взаимодействия с атмосферой
Мировой океан покрывает более 70 % поверхности Земли, являясь вместе с атмосферой основным поглотителем падающего на Землю потока солнечной энергии. Процессы взаимодействия океана (водной поверхности) с атмосферой определяют погодные и климатические условия на Земле.
В последние годы Мировой океан все больше и больше становится областью индустриальной деятельности. Наряду с традиционными отраслями — транспортной системой и выловом морепродуктов — развиваются такие отрасли, как добыча нефти и газа, и это ставит перед КА ряд задач по наблюдению и изучению водной поверхности океана. Мониторинг водной поверхности позволяет контролировать степень загрязнения воды, наблюдать за ледовой обстановкой, айсбергами; проводить изучение и картографирование шельфов; определять температуру водной поверхности, волнения и параметры приводного ветра, содержание планктона и миграцию косяков рыбы, изменение высоты уровня воды; наблюдать энергетические зоны течения, зарождение циклонов и т. п.
4.1.3.	Мониторинг атмосферы Земли
Атмосфера — верхний и самый динамичный покров Земли. Ветер и струйные течения, распределение ледяных кристаллов, капельно-жидкой воды и водяного пара, профили температур — весьма динамичные явления, их изменение определяет высоту границы атмосферы, структуру и динамику облаков, образование ураганов и циклонов. Атмосфера Земли требует самого пристального внимания. С помощью КА проводится оперативное наблюдение за степенью загрязнения атмосферы над промышленными регионами, контроль
4./. Назначение целевого оборудования
193
озонового слоя, определение химического и фазового состояний облаков, наблюдение за циклонами.
4.1.4.	Спутниковая связь
Космическая радиосвязь — радиосвязь, осуществляемая с помощью космических объектов (космических радиостанций или пассивных ретрансляторов), которые находятся за пределами земной атмосферы. Видом космической связи является спутниковая связь.
Возможны следующие варианты спутниковой связи:
•	космический объект — космический объект;
•	Земля — космический объект;
•	космический объект — Земля.
Спутниковая связь применяется для обеспечения надежной и быстродействующей связи, устойчивой против воздействия естественных и искусственных помех. Исходя из принципа построения, спутниковая связь подразделяется:
•	на системы с активной ретрансляцией и задержкой сигнала во времени;
•	системы с активной ретрансляцией сигнала в реальном масштабе времени;
•	системы с пассивной ретрансляцией.
Системы спутниковой связи (ССС), исходя из охватываемой территории, административной структуры управления и принадлежности КА, делятся:
-	на глобальную связь, охватывающую 93 % поверхности земного шара, она реализуется на геостационарных орбитах;
-	региональную систему связи, обеспечивающую связь в заданном регионе, она строится на эллиптических орбитах с периодом обращения около 12 ч;
-	связь между отдельными пунктами, состоящую из системы спутников, работающих на прямой радиовидимости на круговых орбитах.
Выбор формы орбиты искусственного спутника связи (ИСС) зависит также от площади территории, географического местоположения, конфигурации района. Угол наклона плоскости орбиты зависит от географического положения обслуживаемой территории и от заданного времени функционирования системы связи. Необходимо также учитывать и расположение стартовой позиции, с которой осуществляется запуск КА.
Диапазоны частот, в которых работает спутниковая связь, приведены в табл. 4.1.
194
4. Компоновка целевого оборудования
Таблица 4.1. Диапазоны частот спутниковой связи
Маркировка диапазона	Полоса частот, ГГц	Тип спутниковой службы	Применение
L	0,5...1,5	псс	Подвижная телефония, пейджинг, низкоскоростная передача данных
S	1,5...2,5	псс	То же
с	4...8	ФСС	Телефония, передача данных, ТВ-приложения, VSAT
Ku	12...18	ФСС, ШСС	То же + интернет
Ка	20...40	ШСС	Интернет, передача речи, аудио- и видеографических данных и др.
QIV Приме система свя •	40... 70 чание. ПС1 $и, ШСС —	ШСС С и ФСС — под! широковещателы	То же шжная система связи, фиксированная ная система связи.
Спутниковые системы связи классифицируются по охватываемой территории:
•	глобальные ССС — обеспечивают полный охват территории Земли, управляются международными организациями, объединяющими большинство стран мира;
•	интернациональные ССС — являются объектом совместной деятельности нескольких десятков стран, в том числе и региональные, совместно используемые странами, принадлежащими к одному географическому региону;
•	национальные ССС — наземный сегмент таких ССС расположен в пределах одной страны;
•	корпоративные ССС — наземный сегмент принадлежит одному ведомству.
Классификация систем спутниковой связи приведена в табл. 4.2.
Таблица 4.2. Классификация систем спутниковой связи
Характеристика	Орбита			
	Низковысотная. (НВО)	Средневысотная (СВО)	Высокоэллиптическая (ВЭО)	Геостационарная (ГСО)
Высота, тыс. км	0,5...2	5...15	Перигей от 0,46; апогей до 71	36
Срок службы, лет	5...7	Более 10	Более 10	Более 10
Геометрический вид орбиты	Круговая	Круговая	Эллиптическая	Круговая
Вид связи	ФСС, псс	ФСС, псс	ФСС, ПСС	ФСС, псс, ШСС
4.1. Назначение целевого оборудования
195
4,1,5,	Навигационные космические аппараты
Навигация — процесс управления некоторым объектом (имеющим собственные методы передвижения) в определенном пространстве передвижения. Спутниковая навигация — один из основных видов высокоточного определения местоположения морских, воздушных и космических объектов, а также сухопутных средств, движущихся в безориентирной местности. На первом этапе развития космической навигации ее функции выполняли спутники связи. Радиопередатчики геостационарных и иных искусственных спутников связи осуществляли навигационное вещание в глобальном масштабе. Пользователь всякой спутниковой системы должен знать координаты спутника в момент определения своего местоположения. Поэтому наземные радиостанции определяют параметры орбит и координаты местоположения спутников и передают эти данные на спутники, откуда они в кодированном виде передаются пользователю. Дальнейшее развитие космической техники привело к созданию двух глобальных навигационных систем ГЛОНАСС (Россия) и GPS (США). Построение структуры сети навигационных спутников таково, что в каждой точке земной поверхности и околоземного пространства, в которой находится потребитель, в любой момент времени в зоне видимости находится одновременно не менее четырех спутников, взаимное расположение и качество сигналов которых обеспечивает ему возможность координатно-временных измерений с заданными характеристиками. Требование по количественному составу орбитальной группировки обусловлено тем, что заданные точностные характеристики навигационного обеспечения могут быть получены при наличии в орбитальной группировке, например, 21 спутника (по семь спутников в каждой орбитальной плоскости), а остальные обеспечивают «горячий» резерв и высокую устойчивость системы.
Схема выведения навигационного спутника включает: выведение космической головной части на промежуточную круговую орбиту высотой около 200 км; переход на эллиптическую орбиту с перигеем примерно 200 км, апогеем около 19 100 км и наклонением 64,3°; переход на круговую орбиту высотой 19 100 км.
В общем случае эксплуатация спутника предполагает следующие этапы полета:
•	выведение спутника на орбиту после отделения его от разгонного блока продолжительностью 5... 12 витков; здесь производится проверка работоспособности всех бортовых систем;
196
4. Компоновка целевого оборудования
•	приведение и постановка спутника в системную точку с заданными периодом обращения и угловым положением в системной плоскости (продолжительность этого этапа составляет от одной недели до одного месяца и определяется угловым положением спутника в точке выведения на орбиту и системной точкой спутника);
•	штатная эксплуатация спутника;
•	нахождение спутника вне системы (например, при проведении профилактических и восстановительных работ по командам с ЦУП).
4.1.6.	Построение системы обзора
В настоящее время широкое распространение и развитие получили системы дистанционного наблюдения и мониторинга поверхности Земли. Информация, полученная в результате дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), используется в науке, промышленности, сельском хозяйстве, охране природы, чрезвычайных ситуациях, обороне и т. п. Наблюдение поверхности Земли ведется различными способами: оптическое фотографирование, фотографирование с использованием радиолокационной и инфракрасной техники.
Основные режимы обзора поверхности Земли (рис. 4.1):
•	маршрутный режим обзора — режим непрерывной съемки в течение длительного времени, при котором полоса съемки фиксирована относительно следа орбиты на Земле в пределах ширины полосы обзора;
•	широкозахватный режим обзора — режим фотографирования сканирующей камерой;
•	прожекторный режим обзора — фотографирование объекта с двух точек, что позволяет получить информацию о геометрических размерах фотографируемого объекта.
Рис. 4.1. Режимы обзора земной поверхности из космоса
4.1. Назначение целевого оборудования
197
Существует шесть типов сенсоров ДЗЗ. Простейшие типы сенсоров — аналоговый кадр, получаемый на фотопленке (рис. 4.2, а) и его замена матрицами цифрового фотоаппарата (рис. 4.2, б). При этом может использоваться пленка, воспринимающая ближний инфракрасный диапазон (NIR), или аналогичная матрица цифровой камеры.
Рис. 4.2. Типы датчиков ДЗЗ:
а — аналоговый кадр (пленочная фотоаппаратура); 6 — цифровой кадр (матрицы сенсоров цифровой аппаратуры по каналам RGB+NIR-near infrared); в — сканер поперек полосы полета — сканирующая аппаратура с вращающимся зеркалом и дискретными детекторами; г — сканер вдоль полосы полета — линейный массив сенсоров типа «щетка»; д — линейный гиперспектральный массив с принципом сканирования «метла»; е — гиперспектральная матрица сенсоров с принципом сканирования «щетка»
При формировании кадра для предотвращения «смазывания» изображения необходимо компенсировать движение подстилающей поверхности вследствие движения КА по орбите. Более эффектов-
198
4. Компоновка целевого оборудования
ным является использование движение КА для формирования изображения. Для этого применяется режим формирования изображения сканированием. Применяют сканирование поперек полосы полета вращающимся зеркалом (так называемое whiskbroom — «метла», «веник», рис. 4.2, в) или сканирование вдоль полосы полета линейкой датчиков (pushbroom — «широкая щетка, швабра», рис. 4.2, г).
Технология сканирования вдоль полосы полета используется для получения изображений датчиками спектров и применяется для пассивного ДЗЗ, поскольку не имеет подвижных частей и требует только стабилизации КА на орбите. Камера такого типа состоит из оптической системы проецирования изображения на линейный массив датчиков, как правило ПЗС-матрицу. В датчике линейка сенсоров располагается перпендикулярно направлению полета КА. В каждый момент времени отображаются только те точки, которые лежат в плоскости, образуемой линейкой датчиков и оптическим центром системы. По мере движения КА на линейке фиксируются одномерные изображения подстилающей поверхности (линейки пикселей), из которых формируется двумерная картинка. Такой сканер может собирать больше света, чем аппаратура whiskbroom.
Линейный массив сенсоров наиболее распространен (аппаратура КА SPOT IRS, QuickBird, OrbView и IKONOS). Для KA серии SPOT, линейный массив датчиков состоит из 6000 пикселей. Массив электронных датчиков покрывает угол 4,2°. За 9 с съемки формируется 6000 линеек пикселей и формируется изображение 6000x6000 пикселей.
4.1.7.	Получение новых материалов
В большинстве случаев получение материалов связано с образованием жидкой или газовой фазы с последующим затвердеванием или кристаллизацией. Качество материала зависит от процессов, протекающих на свободной поверхности расплава и в зоне затвердевания или кристаллизации. На Земле в условиях действия силы тяжести в жидкой или газовой фазе возникают перепады температуры и концентрации; местная гравитационная конвекция приводит к образованию вихрей, к пульсации температуры и концентрации, что создает переменные условия на границе затвердевания и существенно влияет на качество полученного материала.
Космические аппараты, выведенные на орбиту, предоставляют качественно новые возможности для производства материалов. В космических условиях отсутствует ряд технических проблем, поэтому
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 199
можно изготовить не только высококачественные материалы, но и материалы со свойствами, которые на Земле получить невозможно.
Перспективным для космической технологии является производство полупроводниковых материалов для электронных устройств.
Космическая биотехнология позволяет получать новые биологически активные лекарственные средства.
4.2.	Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку
4.2.1.	Аппаратура для фотонаблюдений
Фотоаппаратура. Фотографирование применяют для достоверного определения наземных предметов при проведении научных экспериментов, для решения промышленно-хозяйственных и военноприкладных задач.
Фотографирование из космоса имеет следующие особенности: большая высота и скорость полета, вращение Земли, а следовательно, и высокая скорость объекта съемки относительно фотоаппарата, быстрые изменение освещенности поверхности Земли по трассе полета и изменение параметров орбиты вследствие влияния возмущающих факторов. Фотографирование осуществляется через слой атмосферы Земли, что вносит свои помехи, и должно быть полностью автоматизированным. Объективы фотоаппаратуры должны обеспечивать высокое качество изображения по всему полю снимка.
Для получения качественных снимков в момент проведения съемки фотоаппаратура должна иметь малые угловые скорости, объекты съемки должны находиться в условиях максимальной освещенности.
Проекция орбиты КА на поверхность Земли (след) определяется географическими широтой и долготой, которые связаны с элементами орбиты соотношением
tg (р = tg i sin(co3Z + AX'),
где ср — широта; i — угол наклона плоскости орбиты; (о3 — угловая скорость вращения Земли; t — время полета КА от восходящего узла орбиты до точки стояния; АХ' — разность долготы точки стояния и долготы восходящего узла орбиты.
200
4. Компоновка целевого оборудования
Рис. 4.3. Схема к определению зоны обзора (8 — угол места)
Множество проекций орбиты КА на поверхность Земли образует трассу спутника. В зависимости от высоты полета и угла поля зрения фотоаппаратуры вокруг каждой точки на трассе формируется зона обзора. Совокупность зон обзора образует полосу обзора. Все предметы, попадающие в полосу обзора, регистрируются фотоаппаратурой, которая установлена на КА. Значение зоны обзора определяется по следующей зависимости (рис. 4.3):
л	(Я, + Н .
Фзо =Т-Уфа-аГСС05 -h------Sin Уф а ,
2	V Лз	7
где Уфа — угол поля зрения фотоаппаратуры; 7?з — радиус Земли; Н— высота полета КА.
По назначению фотоаппаратура классифицируется на разведывательную, то
пографическую и универсальную с высоким разрешением, по принципу действия — на кадровую и щелевую. Космический фотоаппарат — сложное оптико-механическое устройство, процесс работы которого полностью автоматизирован. Отснятый материал обрабатывается на Земле после передачи фотоматериалов; на пилотируемых КА обработка может осуществляться на борту.
Космический фотоаппарат характеризуется следующими параметрами:
•	высотой применения Я, м;
•	допустимым отношением скорости полета КА к высоте полета, v/H с1;
•	фокусным расстоянием/ мм;
•	размером кадра изображения мм;
•	временем экспонирования Гэкс, с;
•	диаметром входного отверстия объектива dBX, мм;
•	относительным отверстием объектива dBX /f.
Качество фотоаппаратуры также характеризуется разрешением — максимальным количеством различаемых линий, приходящихся на единицу длины, в фотографическом изображении испытательной таблицы с различной частотой черных линий (миры).
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 201
Разрешение на местности при фотографировании определяется по формуле
1 _ Н
^раз 2/?сис/
где Лсис — разрешение системы объектив — пленка, 1 /7?сис = 1/7?0-ь 4-1 / /?Ф п (7?о — разрешение объектива, лин./мм, = 60... 100 лин./мм; 7?фП — разрешение фотопленки, лин./мм, 7?фп = 100...200 лин./мм).
Зная значение /?pa3, можно определить минимальный размер фотографируемого объекта который можно обнаружить при фотографировании с высоты Н:
пН
где п — коэффициент сложности объекта.
Из формулы следует, что чем больше фокусное расстояние объектива и ниже высота полета КА, тем выше разрешение на местности. Однако увеличение фокусного расстояния объектива и снижение высоты полета уменьшает ширину полосы обзора поверхности Земли. В связи с этим на борту КА устанавливают два типа фотоаппаратов: длиннофокусный с малым углом поля зрения и короткофокусный с большим углом поля зрения. Первый тип фотоаппарата обеспечивает получение детальных фотографий объектов. Снимки, полученные от второго типа фотоаппаратов, служат для обзорного изучения местности и географической привязки первых снимков (рис. 4.4). При необходимости ширина полосы обзора может быть увеличена за счет
Рис. 4.4. Схема размещения автоматической фотоаппаратуры на борту КА:
1 — устройство для разрезания фотопленки и водонепроницаемого уплотнения контейнера; 2 — цилиндрическая часть фюзеляжа КА; 3 — канал подачи фотопленки (пленкопровод); 4 — рычажный механизм для регулировки натяжения фотопленки;
5 — спектрозональные фотоаппараты; 6 — обзорные фотоаппараты; 7 — контейнер с отснятым материалом, возвращаемый на Землю
202
4. Компоновка целевого оборудования
крена КА или установки на КА нескольких длиннофокусных фотоаппаратов. Фокусное расстояние фотоаппаратуры, применяемой для фотографирования из космоса, составляет 1,5... 10,0 м. Однако возрастание фокусного расстояния значительно повышает массу фотоаппаратуры.
Принцип работы щелевого фотоаппарата (рис. 4.5) заключается в непрерывном экспонировании фотопленки во время ее движения в фокальной плоскости фотоаппарата и расположенной позади неподвижной щели. Щель, выполняющая функции фотозатвора, перпендикулярна линии визирования. Метод щелевого фотографирования применяется в условиях плохой освещенности объектов съемки. Фотопленка непрерывно перемещается со скоростью Уф п, равной скорости уиз движения оптического изображения, которая определяется по формуле
^ф.п = г’из = vf!H.
Время экспонирования экс fv ’ J пут где /щ — ширина экспозиционной щели; Н — высота полета КА; f — фокусное расстояние; упут — путевая скорость КА.
Направление полета
Рис. 4.5. Схема щелевого фотоаппарата:
1 — бабина с фотопленкой; 2 — выравнивающее стекло: 3 — объектив с оптическим затвором;
4 — светофильтр
Рис. 4.6. Схема фотоаппарата с длиннофокусным объективом:
1 — зеркало перенацеливания: 2 — приемники видимого диапазона; 3 — рамка изделия; 4 — ИК-приемник; 5 — визирный луч (отклонение визирного луча по крену ±60°. по тангажу -60...0°)
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 203
У современных фотоаппаратов ширина экспозиционной щели изменяется в пределах 2...3 мм. Перемотка и выравнивание фотопленки происходят с помощью барабана.
Для получения снимков с высоким разрешением на местности используют метод щелевого фотографирования с применением фотоаппарата с длиннофокусным объективом (рис. 4.6). На рис. 4.7
Рис. 4.7. Оптическая схема (а) и внешний вид (б) фотоаппарата HiRISE МКА MRO, предназначенного для фотографирования Марса:
7 — механизм фокусировки: 2 — первое зеркало; 3 — бленда первого зеркала; 4 — второе зеркало; 5 — бленда второго зеркала; 6 — третье зеркало; 7 — электроника фотоприемников; 8 — фотоприемники; 9 — фильтры; 10 — первое управляющее зеркало; 11 — второе управляющее зеркало
204
4. Компоновка целевого оборудования
приведены оптическая схема и внешний вид фотоаппарата HiRISE МКА MRO, предназначенного для фотографирования Марса.
При съемках объектов, расположенных на поверхности Земли, вследствие движения КА и вращения Земли возникает сдвиг изображения в фокальной плоскости объектива фотографируемого объекта, что ухудшает качество снимка. Для компенсации сдвига изображения при фотографировании системой управления КА строится путевая система координат, компенсирующая горизонтальную составляющую вращения Земли и движения КА. Компенсация сдвига изображения в фокальной плоскости на фотопленке происходит за счет разворота КА на путевой угол (рпут на широте фотографируемого объекта. Значение путевого угла вычисляется по формуле
(рпуг = arccos(cos i sec фг ш),
где фг ш — геоцентрическая широта КА в момент измерения путевого угла.
На качество полученных фотоснимков влияют три группы факторов:
1)	погрешности СО и СС, системы управления КА; неравномерность скорости протяжки фотопленки фотоаппарата; погрешности прогнозирования траектории и целеуказания;
2)	сдвиг изображения в результате дисторсии объектива, зависящей от положения изображения точки относительно центра объектива, т. е. от расстояния по длине объекта в момент фотографирования;
3)	оптические эффекты, связанные с хроматической аберрацией.
Наряду с пленочной фотоаппаратурой широко применяют фотоаппаратуру с цифровой записью изображения на ПЗС-матрицу (прибор с зарядовой связью), применение которой повышает надежность и значительно сокращает объем и массу блоков за счет исключения механизмов протяжки и обработки фотопленки. Изображение, полученное с помощью цифровых фотоаппаратов, можно сразу передавать с борта КА на Землю. В табл. 4.3 приведены некоторые технические характеристики цифровых фотоаппаратов, предназначенных для фотографирования поверхности Земли и планет из космоса.
Камера NAOMI: характеристики и конструкция. Примером камеры (в англоязычной литературе часто используется термин imager) с линейными сенсорами, в которой реализована технология сканирования вдоль полосы полета, является, аппаратура NAOMI (New AstroSat Optical Modular Instrument). Разработанная кампанией
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 205
EADS Astrium SAS камера высокого разрешения NAOMI успешно использовалась на многих европейских КА ДЗЗ, например AlSat-2, SPOT-6/-7, KazEOSat-1.
Таблица 4.3. Технические характеристики цифровых фотоаппаратов
Характеристика фотоаппарата	Тип			
	Electroop-tical camera (EOC)	Многозональная аппаратура MK-4	DMC MCI	HiRISE
Вид				
Фокусное расстояние, мм	1046	300	—	—
Угол поля зрения, град	1,42	46	26,52	—
Относительное отверстие объектива	—	1,0:4,5	—	—
Формат кадра, км	—	—	600x500	—
Полоса обзора, км	17	—	—	15
Высота, км	685	170...450	—	685
Диапазон задержки	—	1/25... 1/200	—	—
Разрешение на местности при высоте 200 км, м	6,6	6,0... 7,0	—	1,0
Потребляемая мощность, Вт	46	—	—	—
Общая масса, кг	35	700	12	120
Габариты, мм	—	1418x1300x1025	314x257x240	Диаметр 700, длина 1400
Время существования, лет	3	—	—	—
Основные элементы камеры:
•	телескоп, выполненный из формостабильных материалов на основе кремния с упрощенным терморегулированием;
206
4. Компоновка целевого оборудования
•	сборка фокальной плоскости, включающая в себя детекторы излучения и блок первичной аппаратуры (уменьшение габаритов телескопа стало возможным за счет применения сенсоров нового типа, использующих ПЗС-матрицы с технологиями TDI (Time Delay Integration) и MTF (Modulation Transfer Function — частотноконтрастные функции));
•	блоки вторичной аппаратуры, включающие блок видеоэлектроники, хранилище данных и служебные блоки. Блок видеоэлектроники позволяет программно изменять частоту опроса линейки сенсоров, что дает возможность настраивать пространственное разрешение 0,5... 10 м.
Широкоугольный телескоп выполнен по схеме Корша с тремя зеркалами (Ml, М2, М3), форма которых задается коническими сечениями и двумя плоскими зеркалами (FM1, FM2), выносящими изображение в сторону (рис. 4.8). Такой объектив позволяет исправлять астигматизм и кривизну изображения, т. е. создавать систему с большим плоским полем зрения.
Рис. 4.8. Оптическая схема камеры NAOMI:
1 — фокальная плоскость сенсоров и фильтров; 2 — выходное отверстие: 3 — пересечение лучей
Для различных КА использовались телескопы с диаметром зеркала от 200 мм (AlSat-2) до 640 мм (KazEOSat-1). В оптической системе телескопа свет разделяется на спектр, который фиксируется линейкой сенсоров. Сенсоры включают TDI линейку из 7000 пикселей для панхроматического канала и четыре линии по 1750 пикселей для муль-тиспектральной съемки. Вид линейки сенсоров показан на рис. 4.9.
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 207
Рис. 4.9. Линейка сенсоров камеры NAOMI
Камера NAOMI имеет модульную конструкцию. Ее характеристики подбираются для каждого КА по желанию заказчика, в частности, могут варьироваться диапазоны мультиспектральных каналов или параметры оптики. Пример характеристик камеры NAOMI для вьетнамского КА VNREDSat-lA (Vietnam Natural Resources, Environment and Disaster-monitoring Satellite-1 А) и казахстанского KA KazEOSat-1 представлены в табл. 4.4.
Таблица 4.4. Характеристики камеры NAOMI для различных КА
Характеристика	VNREDSat-lA	KazEOSat-1
Оптика	Диаметр апертуры 200 мм, фокусное расстояние 5131 мм	Диаметр апертуры 640 мм
Панхроматический канал (PAN)	0,45...0,75 мкм	0,45...0,75 мкм
Мультиспек-тральные каналы (MS), 4	В1: 0,45...0,52 мкм (голубой) В2: 0,53...060 мкм (зеленый) ВЗ: 0,62.. .0,69 мкм (красный) В4: 0,76.. .0,89 мкм (инфракрасный спектр)	Голубой: 0,45...0,52 мкм зеленый: 0,53.. .060 мкм красный: 0,62.. .0,69 мкм инфракрасный спектр: 0,76... 0,89 мкм
Разрешение в надире: расстояние между центрами пикселей на поверхности (GSD)	2,5 м PAN в надире 10 м MS в надире	PAN в надире от 1,0...2,5 м MS: 4...10 м в надире
Параметры сенсоров	Кремниевый массив с 7000 пикселей PAN, 1750 пикселей в каждой полосе MS. Шаг пикселя 12x12 мкм (PAN), шаг пикселя 48x48 мкм для MS	Массивы кремниевых панелей с 7000 пикселей PAN, 1750 пикселей в каждой полосе MS
Полоса захвата в надире	17,5 км	10... 60 км в зависимости от GSD и числа сенсоров
208
4. Компоновка целевого оборудования
Окончание табл. 4.4
Характеристика	VNREDSat-lA	KazEOSat-1
Поле зрения (FOR)	±35° относительно надира, за счет разворота спутника	±35° относительно надира, за счет разворота спутника
Дискретизация сигнала	12 бит (кодированный 10 бит для передачи на Землю)	12 бит (динамический диапазон)
Масса	Полная (включая вторичную аппаратуру) 18,5 кг масса камеры 13 кг	Полная (включая вторичную аппаратуру) 150 кг
Потребляемая мощность	90 Вт	90 Вт
Конструкция камеры показана на рис. 4.10. Камера состоит из установочной плиты, цилиндрической обечайки телескопа 5 с кронштейном крепления б, вторичного зеркала 1 и узла фокальной плоскости. Установочная плита 3 несет все элементы, включая первичное зеркало 7, детекторы и блок аппаратуры 2. Плита крепится к КА изостатически на трех титановых вилочных кронштейнах-биподах.
Принцип изостатического закрепления заключается в том, что оптический прибор соединяется с основанием в трех точках при помощи кронштейнов с шарнирами на концах. При этом две из трех точек подвески диаметрально симметричны относительно оптической плоскости симметрии, а
Рис. 4.10. Конструкция камеры NAOMI:
1 — вторичное зеркало; 2 — блок электроники; 3 — установочная плита; 4 — первичное зеркало; 5 — обечайка; 6 — кронштейн
третья точка находится в оптической плоскости ближе к наиболее освещенному краю рефлектора. При таком закреплении ориентация оптики по отношению к КА не зависит от длины кронштейнов.
Вторичное зеркало установлено на кронштейне-спайдере в передней части обечайки телескопа. Обечайка крепится к плите тремя болтами. Высокие эксплуатационные характеристики телескопа достигаются за счет того, что установочная плита, обечайка и кронштейн-спайдер сделаны из карбида кремния (SiC), имеющего высокую теплопроводность, малый коэффициент теплового рас
ширения и высокую жесткость.
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 209
Все оптические элементы телескопа изготовлены из карбида кремния. Первичное зеркало смонтировано на установочной плите при помощи трех изостатических ножей, изготовленных из инвара, что обеспечивает теплоизоляцию зеркала.
Фокусировка телескопа регулируется изменением теплового режима первичного зеркала. Для улучшения теплового режима зеркал и предотвращения перегрева на солнце в режиме неориентированного полета обечайка телескопа изнутри дополнительно покрыта ЭВТИ. Для устранения засветки вторичного зеркала используется бленда, закрепленная на алюминиевой оболочке, покрытой снаружи ЭВТИ. В результате такой изоляции затраты энергии на регулирование теплового режима зеркал не превышают 5 Вт.
Узел фокальной плоскости включает в себя сенсоры, фильтры и блоки первичной электронной аппаратуры. Масса узла около 5,5 кг, потребляемая мощность 20 Вт.
Пример компоновки камеры NAOMI на трехслойной панели отсека ПН КА AIsat-2 показан на рис. 4.11. На панели устанавливается камера, блок вторичной аппаратуры и звездный датчик. Блок вторичной аппаратуры связан с бортовым компьютером, системой электропитания и системой передачи данных, обеспечивающей передачу информации по радиоканалу Xдиапазона со скоростью 56 Мб/с.
Рис. 4.11. Компоновка камеры NAOMI на панели спутника ДЗЗ Alsat-2:
1 — камера; 2 — звездный датчик; 3 — блок аппаратуры; 4 — поток данных; 5 — канал передачи данных (56 мб/с); 6 — направление полета; 7 — блок питания; 8 — бортовой компьютер; 9 — блок обработки изображений
В качестве примера камеры для наноспутника рассмотрим камеру NanoCam C1U кампании GOM Space.
Камера представляет собой модульную систему, предназначенную для получения изображений. Параметры камеры могут гибко настраиваться производителем по желанию заказчика. Камера состоит из объектива, держателя объектива, платы приема
210
4. Компоновка целевого оборудования
Рис. 4.12. Камера NanoCam C1U:
а — камера в сборе: 1 — радиатор; 2 — блок обработки изображений: 3 — бленда; 4 — оптическая скамья; 5 — винт настройки фокуса; 6 — объектив; 7 — винт настройки диафрагмы; б — вид с разнесенными частями
изображения, платы обработки изображения и программного обеспечения (рис. 4.12).
Камера использует промышленный 35 мм (F1.9...F16) объектив повышенной защищенности компании Schneider Optics. Угол зрения камеры 9,22 градуса. Объектив смонтирован на оптической скамье — кронштейне, который является основным силовым элементом конструкции. Оптические сенсоры расположены на верхней стороне печатной платы, закрепленной под объективом камеры, и закрыты блендами. На нижней стороне расположены процессор, память и интерфейсные разъемы. Камера специально рассчитана на условия работы без теплообмена конвекцией. Электроника камеры производит около 600 мВт тепловой мощности, которая рассеивается радиатором, установленным снизу печатной платы.
Энергопотребление в режиме ожидания 360 мВт, в режиме съемки 634 мВт (длительность режима не более 5 с), в режиме обработки изображения 660 мВт (длительность режима не более 90 с). Напряжение питания составляет 3,3 В. Допустимый тепловой режим камеры в неактивном режиме -40...+85 °C и в рабочем режиме 0...60 °C.
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 211
Камера дает возможность проводить ДЗЗ с минимальными затратами и в соответствии со спецификациями стандарта Cube Sat. Камера формирует изображение и позволяет с высоты 650 км получить разрешение на снимке 80 м/пиксель в оптическом диапазоне длин волн 400... 1000 нм. Тип сенсора CMOS с глубиной цвета 10 бит форматом 2048x1536 пикселей. Обработка данных проводится 210 M1PS-процессором с объемом оперативной памяти 32 Мб и твердотельным накопителем MicroSD объемом 2 Гб. После первичной обработки изображение формируется в сжатом формате jpeg. Возможна покадровая съемка с частотой 3...12 кадр/с. Программное обеспечение использует протокол Cubesat Space Protocol (CSP) и позволяет создать для передачи изображений обычный FTP-сервер со скоростью обмена 400 kbps.
Камера имеет массу 166 г и габариты 96x90x58 мм. Габаритный чертеж камеры показан на рис. 4.13.
Рис. 4.13. Габаритный чертеж камеры
212
4. Компоновка целевого оборудования
Рис. 4.14. Пример компоновки камеры на КА CubeSat:
1 — аккумуляторы; 2 — плата блока питания; 3 — плата бортового компьютера; 4 — плата радиомодуля; 5 — радиатор; 6 — блок обработки изображений; 7 — бленда; 8 — оптическая скамья; 9 — объ-
ектив
Камера разработана для установки в конструкцию стандарта ISIS 1U cubesat structure, что позволяет совместно с бортовым компьютером, радиомодулем, системой управления и системой электропитания получить простейший наноспутник ДЗЗ. Компоновочная схема такого наноспутника показана на рис. 4.14.
4.2.2.	Телевизионное сканирующее оборудование
Такое оборудование используется для наблюдения за поверхностью Земли (рис. 4.15). Применение светофильтров и нескольких матриц детекторов позволяет проводить многоспектральную съемку поверхности Земли. Передаваемая на Землю информация обрабатывается в наземной части телевизионного оборудования, представляющего собой сложную систему обработки информации. Создание подобной системы наблюдения обусловлено необходимостью:
•	своевременного получения обработанных данных для внесения изменений в программу полета;
•	получения оперативной информации для калибровки и коррекции геометрических и фотометрических искажений в получаемых снимках;
•	коррекции видеоинформации в целях компенсации погрешностей ориентации КА в момент съемок, отклонений орбиты от круговой номинальной высоты.
После выделения телевизионной информации из потока телеметрических данных необработанный кадр преобразуется в форму, удобную для записи и дальнейшей обработки в БЦВМ.
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку	213
Рис. 4.15. Схема телевизионного сканирующего оборудования:
1 — элементы сканирования: 2 — сканирующее зеркало; 3 — объектив: 4 — световод: 5 — фотодетектор: 6 — фильтр; 7 — полоса обзора
В некоторых случаях создают КА, предназначенные только для фотографирования или передачи телевизионного изображения заданных объектов. Компоновка подобных КА имеет свои особенности, поскольку фотоаппарат является основой конструкции. Оси фотоаппарата должны быть строго согласованы со связанной системой координат КА. Выбор формы КА, определение необходимого набора обеспечивающего бортового оборудования, разбивку корпуса КА на отсеки проводят после разработки конструкции фотоаппарата, а компоновка КА подчинена обеспечению основной задачи — рациональному функционированию фотоаппаратуры. Технология изготовления такого КА также имеет особенности. Силовые элементы конструкции, на которой устанавливается фотоаппарат, поступают на завод-изготовитель фотоаппарата, где проводится монтаж и контроль точности монтажа оптических элементов фотоаппаратуры относительно элементов конструкции КА. Затем собранная конструкция поступает на завод-изготовитель КА, где осуществляется дальнейшая сборка.
4.2.3.	Инфракрасная аппаратура наблюдения
По типу решаемых задач оптико-электронная и ПК-аппаратура может быть подразделена на следующие виды.
1.	Инфракрасная сканирующая аппаратура (ИКСА), предназначенная для получения тепловых карт местности и изображений наземных объектов в любое время года и суток при благоприятных метеорологических условиях, для решения таких научных и промышленно-хозяйственных задач, как изучение районов активного вулканизма, вечной мерзлоты, выявления площадей, пригодных для использования в сельском хозяйстве, контроля состояния земельных угодий, поиска неоднородности океанических течений.
214
4. Компоновка целевого оборудования
2.	Трехканальная оптико-электронная аппаратура (ОЭА), служащая для изучения собственного и отраженного излучений облачности и поверхности Земли (поверхности Мирового океана, ледового и снежного покровов), а также построения в трех спектральных диапазонах температурных полей для гидрометеослужбы.
3.	Многоканальные сканирующие устройства (МСУ) — оптические радиометры высокого разрешения, предназначенные для исследования природных ресурсов, поверхности суши и океана.
Радиометры позволяют:
•	зондировать атмосферу с анализом степени загрязненности, облачности, температуры, химического состава;
•	исследовать оптические свойства атмосферы;
•	обнаруживать аномалии водных поверхностей;
•	исследовать состояние растительного покрова (леса, посевов и т. п.).
4.	Оптико-электронные спектрометры видимого диапазона дистанционного зондирования (СВДЗ), с помощью которых измеряют спектральные характеристики излучения поверхности суши и водной поверхности.
5.	Оптико-электронная аппаратура наблюдения (ОЭАН), решающая задачи:
•	сельского хозяйства (инвентаризация сельскохозяйственных культур, определение их видов и регистрация);
•	исследования прибрежных районов (картографирование береговой линии, выявление отмелей, инвентаризация затопляемых земель, обнаружение загрязнений океана);
•	лесного хозяйства (определение границ и типа леса, регистрация участков леса, пораженных вредителями, обнаружение районов лесных пожаров);
•	географии (исследование районов стихийного бедствия, регистрация в изменениях землепользования, установление границ городских и сельских районов);
•	геологии (исследование геологического строения Земли, поиск полезных ископаемых);
•	метеорологии (обзор облачного покрова Земли, прогнозирование направления движения циклонов);
•	океанографии (исследование биологии океана, морских течений, ледовых покровов).
В табл. 4.5 приведены основные технические характеристики существующей оптико-электронной и ИК-аппаратуры целевого оборудования. В табл. 4.6 представлены сравнительные технические характеристики дополнительных целевых ИК-систем.
Таблица 4.5. Основные технические характеристики существующей оптико-электронной
и ИК-аппаратуры целевого оборудования
Характеристика	ИКСА	Трехканальный ОЭА	МСУ		СВДЗ	ОЭАН
			Вариант 1	Вариант 2		
Спектральный диапазон, мкм	7,5...13,5	ДХ^ = 0,5.. .0,7 ДХ,, = 0,8...1,1 ДХУ= 10,5... 12,5	0,42...2,35 — 6 каналов 10,5. ..12,5 — 1 канал	0,5... 1,0 — 5 каналов 10,5... 12,5 — 1 канал	0,43... 0,80	0,45...0,87 3 канала
Ширина полосы обзора при высоте 600 км, км	47	1550	600	200	10	480
Угол поля зрения, град	4°45'	±53	±53	—	2	46
Линейное разрешение при высоте 600 км, км	45	300...600	10...15	10...15	—	42
Температурная чувствительность, °C	0,8...1,0	0,2	0,2	0,2	—	—
Потребляемая мощность, Вт	750	330	1000	800	—	~ 80
Масса, кг	224	95	350	250	—	80
216
4. Компоновка целевого оборудования
Таблица 4.6. Сравнительные технические характеристики дополнительных целевых ИК-систем
Характеристика	Вариант		
	1	2	3
Зона обзора, град	8,3	5,0	5,0
Ширина полосы обзора, км	30	18	18
Разрешение, м	120	18	20
Температурная чувствительность, °C	2,5	0,5	2,5
Диаметр входного зрачка, мм	300	700	810
Фокусное расстояние, мм	500	1 000	1 000
Спектральный диапазон, мкм	3...5	8...14	7...13
Приемник:			
количество, шт.	40	100	2
габариты, мм	0,10 х 0,15		0,1 х 0,1
тип	InSb	PbSnTe	CdHgTe
Температура охлаждения, К	80	78	80
Для исследования поверхности Земли применяют ИК-радиометр, позволяющий получать информацию об интенсивности потока тепловой энергии, излучаемой Землей в ИК-спектре (0,8... 13,0 мкм).
Принцип работы ПК-радиометра (рис. 4.16) аналогичен принципу работы телевизионного сканирующего оборудования. Отличие
Рис. 4.16. Схема ИК-радиометра:
/ — сканирующее устройство; 2 — объектив: 3 — абсолютно черное тело; 4 — основное зеркало опорного канала; 5 — охлаждающая диафрагма, образующая апертурный угол; 6 — сосуд Дьюара; 7 — электрический вывод; 8 — магнитофон: 9 — усилитель; 10 — змеевик системы охлаждения; 11 — фоточувствительный элемент: 12 — фильтр: 13 — сектор модулятора; Дв — двигатель
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 217
заключается в том, что фоточувствительный элемент ИК-радиометра помещается в охлаждаемую камеру для повышения чувствительности прибора. На выходе прибора формируется совокупность электрических сигналов, уровень которых пропорционален потоку энергии от наземных объектов, что позволяет получить тепловой портрет наземного объекта или тепловую карту наблюдаемой поверхности Земли.
Инфракрасный радиометр характеризуется следующими параметрами.
1. Пороговая мощность теплового приемника, Вт,
где S — площадь приемника, см2; А/ — частота сигнала на входе усилителя, Гц; D* — обнаружительная способность, обратная пороговой чувствительности, Гц см1/2/Вт.
Отношение сигнал/шум, позволяющее судить о качестве прибора и правильности выбора его технических характеристик,
t FAX
ТГ пор
где (Упор — пороговая мощность теплового приемника, Вт; FAX — световой поток на приемнике.
4.2.4. Особенности компоновки микроволнового радиометра
Количественные измерения энергетических характеристик поля электромагнитного излучения носят названия фотометрических. Интенсивность излучения характеризуется яркостной температурой. В заданном диапазоне частот эта величина равна температуре, которую имело бы абсолютно черное тело, обладающее такой же интенсивностью излучения в данном диапазоне частот.
Кроме видимого и инфракрасного излучения для дистанционного зондирования используется микроволновое излучение с длинами волн радиотеплового излучения 1 мм ... 100 см. В этом диапазоне имеются преимущества по наблюдению атмосферных газов
218
4. Компоновка целевого оборудования
и осадков. Для радиодиапазона электромагнитных волн используют специальный термин радиояркостная температура.
Аппаратура для микроволнового ДЗЗ представляет собой систему, которая выполняет следующие функции:
1)	принимает излучения с определенной пространственной разрешающей способностью;
2)	с заданной чувствительностью отделяет полезный сигнал от шума;
3)	с заданной точностью выдает количественные данные о потоке излучения, в частности его радиояркостную температуру;
4)	обеспечивает привязку измеряемых потоков излучения к пространственным координатам излучающих объектов.
Мультипликативная
Регистрирующее устройство
(аддитивные	(частотная	Шум
помехи)	помеха)	(аддитивные
временные
помехи)
Рис. 4.17. Основные компоненты микроволновой радиометрической аппаратуры
В состав аппаратуры входят четыре основных компонента (рис. 4.17):
1)	антенная система, предназначенная для приема и селекции излучения с исследуемой поверхности;
2)	радиометрический приемник, предназначенный для измерения сигнала;
3)	устройство предварительной обработки, предназначенное для сопоставления положения излучающего элемента с интенсивностью его излучения;
4)	устройство формирования научной информации, предназначенное для представления результатов в заданном формате данных для передачи по каналам связи.
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 219
Рис. 4.18. Схема зон обзора при ДЗЗ с использованием узконаправленной антенны
Антенну радиометра, выведенного на орбиту, окружает среда с неравномерной радиояркост-ной температурой в диапазоне микроволнового излучения. Если полную сферу зоны обзора определить телесным углом в 4л стерадиан, то в большей части этого телесного угла радиояркостная температура не превышает нескольких градусов Кельвина. Однако в направлении на отдельные источники космического излучения: Солнце, Луну, Землю и др. — температура равна сотням и даже тысячам градусов Кельвина. Каждый источник излучения имеет зону обзора в телесном угле Я,. Например, при наблюдении Земли в телесном угле Я3 располагается
источник радиоизлучения, который наблюдается антенной с узкой диаграммой направленности, имеющей главный лепесток с телесным углом Ягл и боковые лепестки с телесным углом Ябк, как показано на рис. 4.18. Фоновое излучение в некотором телесном угле задней полусферы антенны определяется шумовым излучением космического аппарата.
Так как обычно Ягл « Я3, чтобы зондировать в процессе полета большую площадь, применяют сканирование лучом исследуемой поверхности. При сканировании движение луча складывается из движения КА по орбите и движения луча антенны. На рис. 4.19 показаны две схемы движения антенны: построчная и круговая. Построчная схема, при которой ось диаграммы направленности движется в плоскости, проще реализуется, однако размер области, охватываемой лучом на земной поверхности, увеличивается при отклонении луча от вертикали, что может увеличивать погрешность измерений. Круговая схема, при которой ось диаграммы направленности движется по конической поверхности, дает одинаковый размер охватываемой области. За счет сложения скоростей КА и антенны получается сканирование по циклоиде. Если смеще-
220
4. Компоновка целевого оборудования
ние области, охватываемой лучом на земной поверхности по направлению полета, за цикл сканирования превышает диаметр этой области, то имеет место «пунктирная» съемка.
Рис. 4.19. Построчный (я) и
поверхности
круговой (б) методы сканирования
Движение луча в радиотехнических системах осуществляется антеннами с механическим или электронным управлением луча. Электронные системы имеют фазированную антенную решетку. Перемещение луча осуществляется дискретно с помощью фазовращателей в элементах решетки. Такие антенны дают быстрое сканирование и не имеют в своем составе подвижных частей. Однако такие системы обладают значительными потерями полезного сигнала, что ограничивает их применение в микроволновом диапазоне. Для микроволновых радиометров чаще используется механическое перемещение антенны при сканировании. При этом усложняется компоновка таких приборов на КА, так как подвижные элементы микроволновых радиометров возмущают движение КА относительно центра масс и имеют ограничения по зонам обзора, рассмотренные ниже.
Чтобы обеспечить требуемую точность измерения в процессе сканирования, требуется периодически производить калибровку приемника, для чего используется эталонное шумовое радиоизлучение. В качестве такого излучения может служить фоновое излучение космоса с низкой радиояркостной температурой, так называемый «шум холодного космоса», или калибровочное излучение от генератора шума с высокой радиояркостной температурой — «шум горячего источника». В первом случае антенну радиометра
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 221
периодически необходимо нацеливать на область космоса без ярких источников или на плоское зеркало, отражающее данное излучение. Во втором случае шум подается либо непосредственно в приемник, либо на вход антенны от специального апертурного генератора шума: на зеркало антенны или через дополнительную антенну-отражатель. Взаимное расположение источников шума и антенны при калибровке показаны на рис. 4.20.
Рис. 4.20. Взаимное расположение источников излучения и антенны:
1 — рефлектор антенны; 2 — зеркало; 3 — облучатели; 4 — направление на исследуемую поверхность; 5 — направление на «холодный космос»
Например, для радиометра типа «Дельта» разработки ОКБ МЭИ, характеристики которого приведены ниже, используются оба источника калибровочного излучения.
Характеристики радиометра типа «Дельта»:
Частота, ГГц .............................10,65;	18,7; 23,8; 36,5; 89,0; 150,0
Полоса частот, МГц..........................180;	200; 400; 900; 5000; 5000
Чувствительность, К............................................0,05
Погрешность измерения, К....................................0,8... 1,0
Пространственное разрешение, км*км.............51*85; 30*50; 27*45; 18*30; 7,5*12; 7,5*12
Способ сканирования .............................круговое коническое
Угол визирования антенны, град..............................44,8 ± 0,1
Ширина полосы обзора при высоте орбиты 850 км........не менее 1500 км
Угол сканирования, град.........................................110
Период сканирования, с......................................1,7 ± 0,1
Погрешность поддержания периода сканирования, мс................±0,1
Масса прибора, кг........................................не более 55
Потребляемая мощность, Вт................................не более 100
Напряжение питания, В ......................................28 ± 0,6
222
4. Компоновка целевого оборудования
Рис. 4.21. Основные компоновочные элементы микроволнового сканирующего радиометра:
/ — зеркало бортового «горячего источника»: 2 — излучатель бортового «горячего источника»; 3 — рефлектор антенны радиометра; 4 — вращающаяся часть радиометра; 5 — облучатель антенны радиометра; 6 — корпус радиометра; 7 — зеркало для отражения «шума холодного космоса»
Основные элементы радиометра показаны на рис. 4.21.
Радиометр «Дельта» имеет две конфигурации: стартовую и рабочую. При старте все компоновочные элементы находятся в контейнере, основные размеры и привязка которого к осям КА показаны на рис. 4.22. Антенный блок, зеркало антенны и зеркало «горячего
Рис. 4.22. Габариты контейнера радиометра «Дельта» и его привязка к осям КА
источника» расположены в сложенном зачекованном положении внутри пеналов основного контейнера за поворотным блоком (если смотреть по направлению полета). Панель зеркала «холодного источника» также складывается, закрывая контейнер в транспортном положении.
Габариты элементов антенной системы радиометра в рабочем положении показаны на рис. 4.23, а. Для раскрытия складных эле
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 223
ментов в составе прибора имеются механизм подъема антенного блока и механизм разворота зеркал. Кинематическая схема механизмов показана на рис. 4.23, б в транспортном и промежуточном положениях. Выдвижной антенный блок выполнен в виде несущего
а	б
Рис. 4.23. Радиометр ОКБ МЭИ в рабочем положении:
а — габариты элементов антенной системы: 7 — зеркало антенны; 2 — защелка;
3 — антенный блок: 4 — зеркало горячего источника; 5 — горячий источник;
б — кинематическая схема радиометра: 7 — зеркало антенны; 2 — зеркало горячего источника; 3 — штырь; 4 — сектор разворота зеркал; 5 — тяга; 6 — антенный блок; 7 — привод разворота зеркал; 8 — горячий источник; 9 — привод подъема антенного блока; 10 — маховик-компенсатор
контейнера, внутри которого помещен вращающийся блок радиометра с электроприводом и неподвижные элементы. На боковой поверхности контейнера имеются две цилиндрические направляющие, снабженные ходовыми гайками, а внутри направляющих расположены ходовые винты, взаимодействующие с этими гайками (см. рис. 4.23, б). Для исключения перекосов контейнера винты связаны друг с другом кинематически. При вращении винтов контейнер двигается вверх, удерживаемый системой роликов, взаимодействующих с направляющими. В конце подъема плоская поверхность нижнего посадочного пояска выдвижного блока плотно прижимается к базовому фланцу в верхней части основного кон-
224
4. Компоновка целевого оборудования
тейнера. На крышке вращающегося блока установлен кронштейн крепления зеркала антенны. На боковой поверхности контейнера закреплен горячий источник. Зеркало горячего источника и антенное зеркало установлены на поворотных вилках, кроме того, оба зеркала имеют возможность развернуться в местах своего крепления на необходимый угол, заданный упорами. Поворот в рабочее положение зеркал осуществляется с помощью пружинных приводов, расположенных в шарнирах.
Приведение радиометра в рабочее положение происходит следующим образом. После срабатывания замка панель холодного источника освобождается и под действием пружинных механизмов разворачивается на 180°, располагаясь параллельно поверхности КА. Далее включается электропривод подъема антенного блока. Через пару винт — гайка антенный блок по направляющим перемещается в рабочее положение (см. рис. 4.23, б). Оба зеркала, сохраняя неподвижное положение относительно антенного блока, по направляющим выдвигаются из пеналов контейнера. После установки выдвигаемого блока в рабочее положение поступает команда на электропривод механизма разворота зеркал. Электродвигатель привода антенн через редуктор, и пару винт — гайка поворачивает звено-сектор, связанный с рычажными системами зеркал. При повороте на 0...300 сектор поворачивает кронштейн крепления антенного зеркала на 45° через штырь, который находится в пазу сектора. При этом антенное зеркало выходит из основного кронштейна и при помощи пружинного механизма занимает рабочее положение относительно своего кронштейна. В то же время кронштейн рычажной системы зеркала «горячего источника» остается все это время практически неподвижным. При дальнейшем движении сектора штырь выходит из паза сектора, но продолжает касаться сектора, антенное зеркало плавно разворачивается при помощи пружинных механизмов до рабочего положения. В это же время при помощи тяги, соединяющей сектор с кронштейном рычажной системы, начинает разворачиваться в рабочее положение зеркало «горячего источника». Зеркала фиксируются в рабочем положении на замках.
Период кругового сканирования антенны составляет 2,5 с. Из них 1,2 с отводятся непосредственно на измерение сигнала от Земли и атмосферы, далее на интервале 0,3 с проводится калибровочное измерение сигнала от «холодного космоса», и далее на интервале 0,4 с — калибровочное измерение сигнала от «холодного космоса» с
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 225
дополнительным шумовым сигналом от бортового «горячего источника». Оставшееся время антенна перемещается между зонами обзора, показанными на рис. 4.24. Для устранения возмущающих моментов, возникающих при вращении антенного блока, в состав радиометра включен электромеханический маховик-компенсатор. Компенсатор установлен на дне контейнера соосно с электродвигателем привода антенны.
Рис. 4.24. Зоны обзора радиометра в процессе кругового сканирующего движения антенны:
1 — многоканальный сканирующий радиометр; 2 — «горячий источник»;
3 — зона «холодного источника»; 4 — панель «холодного источника» (показана в развернутом виде)
Для обеспечения режимов калибровки используется плоский отражающий экран, образующийся при развороте панели «холодного источника». Ось вращения основного зеркала перпендикулярна плоскости отражающего экрана. При калибровке в течение времени измерительного интервала в зону луча основной антенны не должны попадать элементы конструкции. При движении спутника по синхронно-солнечной орбите могут иметь место дополнительные погрешности радиометрических измерений за счет солнечной радиации. Для нейтрализации этого воздействия необходимо повернуть по углу места зеркало «холодного космоса», что обеспечит защитный интервал от направления приема солнечной радиации.
При накоплении данных, полученных на различных витках, необходимо, чтобы погрешность расчета координат подстилающей поверхности была не более половины диаметра засвечиваемого пятна, что соответствует угловой ошибке не более половины ширины луча антенны.
226
4. Компоновка целевого оборудования
Погрешность расчета координат определяется:
•	погрешностью измерения текущего углового положения антенны;
•	привязкой данных о положении антенны при сканировании к шкале единого времени;
•	привязкой механической оси антенны к осям объекта;
•	сдвигом электрической оси антенны относительно ее механической оси;
•	ошибкой системы ориентации КА;
•	погрешностью знания текущего положения КА на орбите.
Привязка механической оси антенны к осям КА определяется оптическим контролем положения оси антенны относительно опорной плиты при сборке КА. Опорная плита антенны фиксируется на КА с погрешностью не более 1'. Результирующая погрешность привязки механической оси радиометра к осям КА не должна превышать 3'.
Ошибка системы ориентации спутника определяет точность оценки координат подстилающей поверхности. Максимальная допустимая ошибка по каждой из координат для современных систем не должна быть более 10', для СКО — не более 5'. Если эти условия не обеспечиваются, то при наличии точных датчиков системы астроориентации необходимо передавать на Землю сигнал ошибки датчиков. Это в ряде случаев реализуется легче, чем обеспечение указанной точности ориентации.
4.2.5.	Радиовысотомеры
Радиовысотомеры (рис. 4.25) широко применяются в качестве целевого оборудования для определения высоты полета относительно поверхности Земли. Радиовысотомеры работают в СВЧ-диапазоне.
Для получения профиля поверхности Земли, над которой пролетает КА, необходимо достаточно часто (1 импульс в секунду) посылать зондирующие сигналы. Чем больше точность измерения временной задержки сигнала и точнее ориентация антенны по местной вертикали, тем выше точность измерения высоты. Примерные характеристики радиовысотомера приведены ниже.
Ширина диаграммы направленности антенны, град................2
Ориентация оси антенны относительно надира, град.............0
Зондирующий сигнал, МГц: рабочая частота.........................................13,8
ширина спектра.........................................80 • 106
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 227
Мощность передатчика, Вт.......................................40
Среднеквадратичная флуктуационная погрешность определения средней высоты волн в океане, м...............................0,5
Погрешность оценки балльности, балл...........................1,5
Рис. 4.25. Схема радиовысотомера:
/ — шаг измерения; 2 — след зондирующего луча; 3 — отраженные сигналы;
4 — зондирующие сигналы; 5 — приемно-передающая антенна
Высота, на которой может работать радиовысотомер, зависит от ряда параметров и может быть определена по формуле
WA2S^X2
Н =
где W — мощность передатчика, Вт; А — коэффициент направленного действия антенны (А = 47i5aHg / Z2,	— площадь рас-
крытия реальной антенны); 5эф — эффективная отражающая по
228
4. Компоновка целевого оборудования
верхность антенны, м2; X — длина волны передатчика, м; Кш — коэффициент шума приемника, Кш = 3...5; &С-б — постоянная Стефана — Больцмана (&С-б = 1,38-10-23 дм/К); £ — отношение сиг-нал/шум, = 10...20; То — стандартная температура, Го = 293 К; А — ширина полосы пропускания системы, м.
Разрешение по дальности находят как
где КИ — коэффициент, зависящий от формы сигнала (импульса), КИ = 0,5...0,65; с — скорость распространения электромагнитных волн, с = 3-108 м/с; ти — длительность сигнала (импульса).
Для геодезической разведки целесообразно использовать систему глубинного зондирования, построенную по радиолокационному принципу.
При увеличении длины волны радиолокационных зондирующих сигналов (как у радиовысотомера) формирование отраженного сигнала будет происходить не только на поверхности Земли, но и на границе сред с различными отражающими способностями, при глубинах залегания, которые соизмеримы с длиной волны. Поэтому существует возможность создания радиолокаторов для глубинного зондирования Земли, что потребует больших антенн, так как диаметр антенны пропорционален длине волны, а следовательно, и глубине зондирования (см. рис. 4.25).
4.2.6.	Радиолокационные системы наблюдения
Впервые радиолокационная система наблюдения была применена в СССР на орбитальной космической станции «Алмаз», запущенной 15 июля 1987 г. как «Космос-1870».
Основой целевого оборудования, применяемого для радиолокационной системы наблюдения (рис. 4.26), является радиолокатор с синтезированной апертурой (РСА). Радиолокатор состоит из двух антенных решеток, закрепленных на корпусе КА, которые обеспечивают съемку наземных объектов с левой и правой сторон относительно трассы полета. Перенацеливание радиолокатора в полете осуществляется за счет разворота КА по крену, что позволяет просматривать полосу шириной 250...300 км и обеспечивает высокую производительность функционирования КА. Съемка ведется в маршрутнонепрерывном режиме. С орбитальной станции «Алмаз-Т», на которой
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 229
было установлено подобное оборудование, просматривалась полоса шириной 40 км и длиной 2.. .240 км, разрешение локатора составляло 10... 15 м. Производительность оборудования была значительно увеличена за счет применения цифровой системы обработки информации. Оперативность съемки обеспечивалась передачей полученных данных по радиоканалу через спутник связи. Съемки, осуществляемые РСА, позволяют проводить исследования в областях экологии, геологической разведки, океанологии и др.
Рис. 4.26. Схема радиолокационной системы наблюдения:
1 — последовательные положения реальной антенны радиолокационной станции; 2 — зона обзора в положении j = 3; 3 — линии равных сдвигов фаз для положений j = 1, 2. 3; 4 — цель q,\ 5 — зона обзора реальной антенны в положении j = 1
В режиме проведения целевых работ РСА используется метод комплексирования гироскопической ориентации орбитальной станции с системой доплеровской коррекции (СДК), которая при
230
4. Компоновка целевого оборудования
надлежит РСА. Эта система формирует сигнал, пропорциональный отклонению осей связанной системы координат орбитальной станции от путевой системы координат. Для такого управления СДК вырабатывает двухполярный сигнал доплеровской коррекции постоянного напряжения и сигнал «захват». По сигналу «захват» от тракта стабилизации отключается сигнал гироскопического прибора ориентации и подключается для управления сигнал СДК, пропорциональный сигналу
Лздк = ^-[^sinCY + ^ан) + (w - Vnp)cos(Y + U)]>
ЛРСА
где v0TH — модуль относительной скорости; ХРСд — длина волны РСА; О, у, V — углы тангажа, крена и курса соответственно; — угол установки антенны на орбитальную станцию; \|/пр — про-граммный угол курса.
В этом режиме управления реализуется точность ориентации и стабилизации орбитальной станции по каналу курса в Iх.
Существуют варианты РСА бокового обзора, состоящие из трех радиолокаторов, разрешением 5...40 м при ширине полосы съемки 20... 170 км и ширине полосы обзора 330 км.
В случае применения РСА на МКА вместо массивной антенной решетки используют развертываемую параболическую антенну диаметром до 6 м. При этом многофункциональный радиолокатор с длиной волны 9,6 см обеспечивает съемку местности с высоким разрешением в пределах двух полос обзора шириной до 500 км по обе стороны от трассы полета.
Для КА с радиолокационной системой наблюдения весьма важна компоновка антенных систем с приводами, которые должны быть устойчивы, осуществлять разворот антенн на заданные углы с необходимой точностью без касания других элементов конструкции КА.
4.2.7.	Системы спутниковой связи
Система спутниковой связи (ССС) — один из видов космической радиосвязи, основанный на использовании искусственных спутников Земли в качестве ретрансляторов. Спутниковая связь осуществляется между земными станциями, которые могут быть как стационарными, так и подвижными, а также спутниками между собой. ССС состоит из двух частей передающего и принимаю
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 231
щего комплекса, обе эти части могут быть как космического, так и наземного базирования.
Основным параметром, характеризующим систему спутниковой связи, является зона радиовидимости (зона связи) (рис. 4.27).
Рис. 4.27. Зона связи ИСЗ «Молния»:
1 — апогей; 2 — спутник связи;
3 — зона радиовидимости; 4 — земной пункт космической радиосвязи: 5 — промежуточная орбита; 6 — перигей
Качество сигнала характеризуется параметрами зоны связи:
•	заявочная характеристика (ЗАХ) — набор замкнутых контуров постоянного усиления по диаграмме направленности передающей антенны ретранслятора;
•	зона покрытия (ЗП) — часть земной поверхности, ограниченная контуром постоянных значений плотности потока мощности, обеспечивающей желаемое качество приема в отсутствие помех (рис. 4.28);
•	зона гарантированного уровня сигнала (ГУС) — часть земной поверхности, ограниченная по двум критериям:
в	любой точке зоны напряженности поля полезного сигнала она равна заданному нормативному значению или выше его при всех возможных значениях дестабилизирующих факторов, влияющих на качество приема;
в	любой точке зоны угол между плоскостью местного горизонта и направлением из этой точки на ретранслятор не больше заданного граничного значения;
• зона регламентированного уровня сигнала (РУС) — часть земной поверхности, ограниченная по двум критериям:
232
4. Компоновка целевого оборудования
в любой точке зоны напряженности поля может быть она равна или выше некоторого нормативного значения при наличии дестабилизирующих факторов;
зона может примыкать к границе оптической видимости, но не может простираться за ее пределы.
Рис. 4.28. Карта покрытия спутника Express AM 22 (угол наклона плоскости траектории 53,0°)
На карте, показанной на рис. 4.28 выделены три зоны. Их количество может быть больше или меньше, это зависит от представленных данных самим провайдером. Получается, что карта как бы разделена на три области (еще их можно назвать «лепестками», «лучами» и т. д.). У каждой области своя определенная мощность сигнала, который принимается как спутником, так и со спутника. Исчисляется такая мощность в ДбВ (децибел-ватт).
Основными характеристиками спутников связи являются количество радиочастотных каналов (ретрансляторов), или стволов, мощность передатчиков в каждом стволе (обычно представляемая как эквивалентная изотропно излучаемая мощность (ЭИИМ)), количество и размеры зон обслуживания.
Формирование принятого и излучаемого сигнала активным ретранслятором осуществляется по схеме, приведенной на рис. 4.29.
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 233
Рис. 4.29. Упрощенная схема бортового ретранслятора (3 ствола)
Бортовой ретранслятор, установленный на КА, принимает сигналы земных станций, усиливает их и передает на Землю или на другой КА. С помощью бортовых антенн передаваемый спутником сигнал фокусируется в один или несколько лучей, чем обеспечивается формирование необходимой зоны обслуживания, сравнительная характеристика которых представлена в табл. 4.7.
Таблица 4.7. Сравнительная характеристика глобальных систем спутниковой связи
Характеристика	Название системы			
	Odyssey	ICO	Iridium	Globalstar
Тип орбиты	сво	сво	нво	нво
Число спутников	12	12	66	48
Высота орбиты, км	10 354	10 355	780	1400
Наклонение орбиты, град	50	45	86	52
Масса спутников, кг	2500	2750	690	450
Потребляемая мощность, Вт	4600	8700	1000	1200
Число лучей	61	163	48	16
Срок эксплуатации спутников, лет	15	12	5	7,5
Метод многостанционного доступа	CDMA	TDMA	ТОМА	CDMA/ FDMA
Число узловых станций	7	12	25	150...210
234
4. Компоновка целевого оборудования
Окончание табл. 4.7
Характеристика	Название системы			
	Odyssey	ICO	Iridium	Globalstar
Число каналов, эквивалентных 4,8 Кбит/с	3000	4500	Не менее 600	1300
Стоимость проекта, млрд долл. США	2,5	2,8	Свыше 3,5	2,0
Стоимость двухрежимного терминала, долл. США	350	750	3000	750
Тариф, долл. США/мин	0,75	2	3	0,35...3
Структурная схема контура бортовой радиотехнической аппаратуры, установленной на борту спутника связи, осуществляющего прием и передачу информации по каналам радиосвязи, приведена на рис. 4.30.
Рис. 4.30. Примерная структурная схема радиотехнического тракта спутника связи
Спутниковые системы связи могут различаться также и типом передаваемого сигнала, который может быть цифровым или аналоговым. Передача информации в цифровой форме обладает рядом преимуществ по сравнению с другими методами передачи. К ним относятся:
•	простота и эффективность объединения многих независимых сигналов и преобразования цифровых сообщений в «пакеты» для удобства коммутации;
•	меньшие энергозатраты по сравнению с передачей аналогового сигнала;
•	относительная нечувствительность цифровых каналов к эффекту накопления искажений при ретрансляциях, обычно представляющему серьезную проблему в аналоговых системах связи;
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 235
•	потенциальная возможность получения очень малых вероятностей ошибок передачи и достижения высокой верности воспроизведения переданных данных путем обнаружения и исправления ошибок;
•	конфиденциальность связи;
•	гибкость реализации цифровой аппаратуры, допускающая использование микропроцессоров, цифровую коммутацию и применение микросхем с большей степенью интеграции компонентов.
Система спутниковой связи подразделяется исходя из охватываемой территории, административной структуры управления и принадлежности информационным спутниковым системам (ИСС):
•	глобальная связь охватывает всю поверхность земного шара, она реализуется на геостационарных орбитах;
•	региональная система связи обеспечивает связь в заданном регионе, она строится на эллиптических орбитах с периодом обращения около 12 ч;
•	связь с отдельными пунктами, строящаяся на низких круговых орбитах.
Выбор формы орбиты ИСС (рис. 4.31) зависит также от площади территории, географического местоположения, конфигурации района. Угол наклона плоскости орбиты зависит от географического положения территории и от заданного времени функционирования системы связи. Необходимо также учитывать и расположение стартовой позиции, с которой осуществляется запуск ИСС.
Рис. 4.31. Виды орбит:
1 — геостационарная орбита, 2 — высокоэллиптическая орбита, 3 — низковысотная
В зависимости от вида связи КА имеют геостационарную, высокоэллиптическую и низковысотную орбиту.
Геостационарная орбита (ГСО) — круговая орбита, расположенная над экватором Земли (0° широты), находясь на которой искусственный спутник обращается вокруг планеты с угловой скоростью, равной угловой скорости вращения Земли вокруг оси.
236
4. Компоновка целевого оборудования
В горизонтальной системе координат направление на спутник не изменяется ни по азимуту, ни по высоте над горизонтом, спутник «висит» в небе неподвижно. Геостационарная орбита является разновидностью геосинхронной орбиты и используется для размещения искусственных спутников (коммуникационных, теле-трансляционных и т. п.). Спутник связи, работающий на ГСО, обеспечивает глобальную связь.
Спутник должен обращаться в направлении вращения Земли на высоте 35 786 км над уровнем моря. Именно такая высота обеспечивает спутнику период обращения, равный периоду вращения Земли относительно звезд (звездные сутки — 23 ч 56 мин 4,091 с).
Преимущества геостационарного спутника связи следующие:
•	не требуется слежение;
•	доступны несколько точек доступа в спутниковой связи;
•	связь обеспечена в течение 24 ч;
•	высокое качество сигнала связи;
•	используется широкополосная система связи;
•	используется для междугородней связи на любые расстояния;
•	низкая мощность передатчика и низкая чувствительность приемника.
Недостатками можно назвать:
•	передатчик и приемник, используемые в ССС, требуют большой мощности и чувствительности и большого диаметра антенны;
•	спутниковая связь нарушается солнечной активностью;
•	эффективность спутниковых компонентов уменьшается вследствие старения;
•	стоимость проектирования, изготовления и запуска спутника на орбиту чрезвычайно высока.
Высокоэллиптическая орбита (ВЭО) — тип эллиптической орбиты, у которой высота в апогее во много раз превышает высоту в перигее. Используется для построения региональной связи.
Спутники на ВЭО обладают следующими достоинствами:
•	возможность обслуживания очень большой территории (например, такая система может обслуживать всю территорию России);
•	обслуживание в высоких широтах (угол места в этих зонах у систем на ВЭО гораздо больше, чем у геостационарных спутников);
•	широкое использование различных частотных диапазонов на ВЭО без регистрации (в отличие от геостационарной орбиты, где уже практически не осталось ни свободного места, ни свободных частот);
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 237
•	более дешевый вывод на орбиту (примерно в 1,8 раза).
В то же время у систем на ВЭО больше недостатков, чем достоинств:
•	необходимость иметь по крайней мере три спутника на орбите (вместо одного геостационарного) для создания квазигеостаци-онарной системы. В случае обеспечения круглосуточного непрерывного вещания количество КА возрастает до семи;
•	приемная антенна должна обладать функцией слежения (привод для разворота), поэтому первоначальная стоимость такой антенны и стоимость ее обслуживания будут выше, чем у простой фиксированной антенны;
•	в высоких широтах плотность населения гораздо ниже, чем в средних районах, поэтому вопрос окупаемости такой системы очень сомнителен;
•	апогей спутников на ВЭО выше, чем у ГСО, поэтому и мощность передатчиков должна быть выше, до 400...500 ватт, как следствие это удорожает спутники;
•	орбита спутников на ВЭО обычно пересекает радиационные пояса, что сильно сокращает срок службы КА. Для того чтобы избавиться от этой проблемы, необходимо иметь орбиту с апогеем около 50 тыс. км и перигеем около 20 тыс. км, т. е. использовать орбиту «Тундра»;
•	так как КА движутся по орбите, эффект Доплера создает дополнительные трудности для приемников на Земле;
•	из-за большого времени распространения сигнала возникают сложности при использовании приложений, работающих в реальном масштабе времени, такими как телефония.
К низкоорбитальным спутникам относятся КА, высота орбит которых находится в пределах 700... 1500 км. Низкоорбитальная группировка может содержать от одного до нескольких десятков малых спутников массой до 500 кг. Для охвата связью большой территории Земли применяют орбиты, на которых могут находиться несколько КА, лежащие в различных плоскостях.
Повышенный интерес к низкоорбитальным системам спутниковой связи объясняется возможностью предоставления услуг персональной связи, включая радиотелефонный обмен, при использовании сравнительно дешевых малогабаритных спутниковых терминалов. Низкоорбитальные системы позволяют обеспечить бесперебойную связь с терминалами, размещенными в любой точке Земли, и практически не имеют альтернативы при
238
4. Компоновка целевого оборудования
организации связи в регионах со слаборазвитой инфраструктурой связи и низкой плотностью населения.
Одним из главных преимуществ, способствующих развитию низкоорбитальных систем спутниковой связи, является биологической фактор. Так, для обеспечения требований биологической защиты человека от излучения СВЧ рекомендуемый уровень мощности непрерывного излучения радиотелефона должен составлять не более 50 МВт. Эффективный прием сигнала такой мощности, например, геостационарным спутником сопряжен со значительным усложнением КА, развертыванием больших антенн и точным их позиционированием. Для низкоорбитальных спутниковых систем длина радиолиний во много раз меньше, и проблема создания многолучевых антенн не стоит так остро. К этим системам относятся прежде всего системы Iridium и Globalslar, создаваемые зарубежными консорциумами при ведущей роли таких крупных компаний-производителей, как Motorola/Lockheed и Oualcomm/Loral соответственно.
Передача информации может осуществляться с помощью лазерного луча. Система лазерной связи получила название OICETS (Японский экспериментально-технологический спутник оптической межорбитальной связи). Преимущество лазерной системы связи по сравнению с радиотехнической заключается в более высокой скорости передачи информации и более высокой мощности сигнала, защищенности от помех, а также меньшей массе и габаритах. На рис. 4.32 приведена схема связи с использованием лазерного луча.
В связи с минимизацией массы КА интенсивно разрабатываются МКА спутниковой связи массой менее 500 кг. Наиболее эффективно они могут использоваться для создания и развития региональных ведомственных, корпоративных систем связи, а также в ССС с повышенными требованиями к закрытости информации. Основными достоинствами МКА связи являются:
•	минимизация первоначальных затрат на проектирование спутника;
•	минимизация затрат на выведение КА за счет возможности осуществления попутного запуска;
•	снижение расходов на страхование рисков;
•	возможность выведения на ГСО практически любыми ракетами-носителями;
•	повышенная надежность системы связи на базе МКА за счет распределения орбитальной емкости между несколькими КА;
•	возможность гибкого освоения орбитально-частотного ресурса;
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 239
•	быстрое заполнение орбитальной емкости;
•	возможность своевременного занятия национально присвоенной точки стояния и постепенного заполнения выделенного орбитально-частотного ресурса в соответствии с реальными потребностями государства-правообладателя в трафике.
Рис. 4.32. Схема связи с использованием лазерного луча:
I — станция Европейского космического агентства; 2, 10 — радиолиния «Земля — космос»; 3 — КА «Artemis»; 4 — линия визирования; 5 — OICETS; 6 — DRTS;
7 — оперативный центр управления OICETS; 8 — наземная станция DRTS; 9 — центр управления миссией OICETS
Требования к компоновке блоков радиотехнической системы связи аналогичны требованиям к компоновке блоков радиотехнического комплекса управления КА и рассмотрены в гл. 6.
4.2.8.	Навигация
Потенциальные возможности спутниковой навигации появились с момента запуска первого ИСЗ. Спутниковые системы навигации широко используются для обеспечения навигации и позиционирования с высокой точностью для всех потребителей на любом месте и в любое время.
В настоящее время работают следующие навигационные системы:
•	Глобальная система позиционирования (GPS) разработана и поддерживается на государственном уровне США;
240
4. Компоновка целевого оборудования
•	Спутниковая система глобальной навигации (ГЛОНАСС) разработана в России и функционирует в настоящее время.
Европейский Союз запланировал создать глобальную навигационную спутниковую систему (GNSS) Galileo, ожидается, что Galileo войдет в строй в 2015-2016 гг., также планируют создать свои навигационные системы Китай, Индия и Япония.
Основные услуги, которые предоставляют действующие навигационные системы, заключаются в позиционировании, т. е. в определении местоположения объекта в системе географических координат, измерении скорости перемещения объекта и передаче сигналов точного времени.
Рис. 4.33. Схема построения навигационной спутниковой системы
Схема построения системы спутниковой навигации (рис. 4.33) системы ГЛОНАСС и GPS принципиально не отличаются. Система ГЛОНАСС и GPS состоят из космического сегмента, наземного командно-измерительного комплекса и сегмента потребителей.
Система ГЛОНАСС. Состоит из спутников, расположенных в орбитах. Спутники имеют характеристики, приведенные в табл. 4.8.
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 241
Таблица 4.8. Характеристики спутников ГЛОНАСС
Параметр	Название спутника		
	ГЛОНАСС	ГЛОНАСС М	ГЛОНАСС К
Эффективная изотропная излучаемая мощность навигационного сигнала, дБВт: в углах ±19° в углах ±15° в углах 0°	22(F1),21(F2) 27(F)), 19(F2) 25(F)), 19(F2)	26(F1),21(F2) 30(F)), 23(F2) 28(F)), 21(F2)	26(F)), 21(F2) 30(F) ),23(F2) 28(F1),21(F2)
Суточная нестабильность сигнала	5 - 10“13	1 • I0’13	1 • 10"13
Точность ориентации, град	0,5 (на Землю) 5 (на Солнце)	0,5 (на Землю) 2 (на Солнце)	0,5 (на Землю) 1 (на Солнце)
Тяга двигателей, Н	5 (коррекция) 0,1 (ориентация)	5 (коррекция) 0,1 (ориентация)	0,1 (коррекция) 0,1 (ориентация)
Суммарный импульс для коррекции, Нс	90 000	45 000	45 000
Рабочая мощность солнечных батарей, Вт	1600	2200	2750
Рабочая энергоемкость аккумуляторных батарей, Вт/час	1800	2300	2800
Диапазон терморегулирования, °C: стандартов частоты, газа в термоконтейнере	(15...30) ±5 0...40	(15...30) ±1 0...40	(15...20) ±1 -20...50
Ресурс спутника, лет	3	7	10
Масса спутника, кг	1415	1415	995
Энергопотребление аппаратуры спутника, Вт	1000	1270	—
Спутники системы ГЛОНАСС работают в трех плоскостях, орбиты круговые.
Высота полета — 19 100 км, угол наклонения плоскости орбиты — ± 64,8°.
242
4. Компоновка целевого оборудования
Система GPS. Американская система GPS по своим функциональным возможностям аналогична отечественной системе ГЛОНАСС. Ее основное назначение — высокоточное определение координат потребителя, составляющих вектора скорости, и привязка к системной шкале времени. Аналогично отечественной, система GPS разработана для Министерства обороны США и находится под его управлением.
В табл. 4.9 приведены краткие характеристики космических аппаратов, используемых в системе GPS.
Таблица 4.9. Характеристики космических аппаратов, используемых в системе GPS
Тип НКА	Масса на орбите	Мощность энергоисточников, Вт	Расчетный срок активного существования	Год запуска первого НКА
Блок-1	525	440	-	1978
Блок-П	844	710	5	1989
Блок-1 IR	1094	1250	7,5	1997
Блок-IIF	-	-	14-15	2001-2002
Спутники системы GPS работают в 6 плоскостях.
Параметры орбиты спутников системы GPS: высота — 20 183 км, углы наклонения плоскостей орбит — 55°.
В табл. 4.10 приведены сравнительные характеристики систем ГЛОНАСС и GPS.
Схемы построения орбит показаны на рис. 4.34 и 4.35.
Рис. 4.34. Построение системы Рис. 4.35. Построение системы
ГЛОНАСС	GPS
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 243
Таблица 4.10. Сравнительные характеристики систем ГЛОНАСС и GPS
Показатель		ГЛОНАСС	GPS
Число КА в полной орбитальной группировке		24	24
Число орбитальных плоскостей		3	6
Число КА в каждой плоскости		8	4
Наклонение орбиты, град		64,8	55
Высота орбиты, км		19 130	20 180
Период обращения спутника		11 ч 15 мин 44 с	11 ч 58 мин 00 с
Система координат		ПЗ-90	WGS-84
Масса навигационного КА, кг		1450	1055
Мощность солнечных батарей, Вт		1250	450
Срок активного существования, лет		3	7,5
Средства вывода КА на орбиту		«Протон-К/ДМ»	Delta 2
Число КА, выводимых за один запуск		3	1
Космодром		Байконур (Казахстан)	Мыс Канаверал (Cape Canaveral)
Эталонное время		UTC (SU)	UTC (NO)
Метод доступа		FDMA	CDMA
Несущая частота: £1 12		1598,0625=1604,25 7/9 L1	1575,42 60/77 L1
Поляризация		Правосторонняя	Правосторонняя
Тип псевдошумовой последовательности		Л/-последователь-ность	код Голда
Число элементов кода: С/А Р		511 51 1000	1023 2,35x1014
Скорость кодирования, Мбит/с: С/А Р		0,511 5,П	1,023 10,23
Уровень внутрисистемных радиопомех, дБ		48	-21,6
Структура навига Скорость передачи, бит/с	щюнного сообщения 50		50
Вид модуляции	BPSK (Манчестер)		BPSKNRZ
Длина суперкадра, мин	2,5 (5 кадров)		12,5 (25 кадров)
Длина кадра, с	30 (15 строк)		30 (5 строк)
Длина строки, с	2		6
244
4. Компоновка целевого оборудования
В табл. 4.11 приведены характеристики существующих навигационных систем.
Таблица 4.11. Основные характеристики систем навигационных спутников
Параметры	Навигационная система		
	ГЛОНАСС	GPS	Galileo
Число НС (резерв)	24(3)	24 (3)	27(3)
Число орбитальных плоскостей	3	6	3
Число НС в орбитальной плоскости	8	4	9
Тип орбит	Круговая (е = 0±0,01)	Круговая	Круговая
Высота орбиты, км	19 100	20 183	23 224
Наклонение орбиты, град	64,8 ± 0,3	~55 (63)	56
Номинальный период обращения по среднему солнечному времени	11 ч 15 мин 44 ± 5 с	~11 ч 58 мин	14 ч 4 мин и 42 с
Способ разделения сигналов НС	Кодово-частотный (кодовый на испытаниях)	Кодовый	Кодовочастотный
Несущие частоты радиосигналов, МГц	£1 = = 1602,5625...1615,5 £2 = = 1246,4375... 1256,5	£1 = 1575,42 £2=1227,60 £5= 1176,45	Е1 = 1575,42 Е5 = 1191,795 Е5А= 1176,46 Е5В= 1207,14 Е6 = 12787,75
Период повторения дальномерного кода (или его сегмента)	1 мс	1 мс (С/А-код)	—
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 245
Окончание табл. 4.11
Параметры	Навигационная система		
	ГЛОНАСС	GPS	Galileo
Тип дальномерного кода	Л/-после-довательность (СТ-код 511 зн.)	Код Голда (С/А-код 1023 зн.)	Л/-после-довательность
Тактовая частота дальномерного кода, МГц	0,511	1,023 (С/А-код) 10,23 (P.Y-код)	Е1 = 1,023 Е5 = 10,23 Е6 = 5,115
Скорость передачи цифровой информации (соответственно СИ- и D-код)	50 зн/с (50 Гц)	50 зн/с (50 Гц)	25,50, 125, 500, 100 Гц
Длительность суперкадра, мин	2,5	12,5	5
Число кадров в суперкадре	5	25	—
Число строк в кадре	15	5	—
Система отсчета времени	UTC (SU)	UTC (USNO)	UTC (GST)
Система отсчета координат	ПЗ-90/П390,2	WGS-84	ETRF-00
Тип эфемирид	Г еоцентрические координаты и их производные	Модифицированные кеплеровы элементы	Модифицированные кеплеровы элементы
Сектор излучения от направления на центр Земли	±19 в 0	£1 =±21 вО £2 = ±23,5 в 0	—
Сектор Земли	±14,1 вО	±13,5 в 0	—
246
4. Компоновка целевого оборудования
4.2.9.	Научно-технологическое оборудование
Наряду с научными экспериментами, направленными на изучение космического пространства, биологических процессов, происходящих в условиях невесомости, и Земли, на КА проводится комплекс технологических экспериментов, таких как космическая металлургия, получение полупроводниковых материалов, стекла и керамики, медико-биологических препаратов и исследование физических эффектов в условиях невесомости. Первые три направления непосредственно нацелены на получение новых или улучшенных материалов и изделий на борту КА. Задача последнего состоит в развитии науки о поведении вещества в космических условиях с целью создания теоретических основ космического производства.
Основные направления развития космического производства:
•	получение полупроводниковых материалов для электроники;
•	биотехнология (производство медико-биологических препаратов);
•	получение оптических материалов;
•	космическая металлургия (изготовление сплавов металлов с определенными физико-химическими свойствами);
•	получение композиционных материалов;
•	нанотехнологии.
Для проведения технологических экспериментов разработаны специальные универсальные технологические установки, позволяющие проводить различные эксперименты. Все технологические процессы, за исключением получения медикобиологических препаратов, имеют одну схему — это доставка сырья на борт КА и тепловая обработка его для получения требуемых материалов. Нагрев исходного материала осуществляется в специальных устройствах, использующих изотермическое тепло, или нагрев с помощью электроэнергии. Поскольку производственный процесс происходит в условиях невесомости, это позволяет получить чистые материалы, имеющие однородную структуру (особенно кристаллическую). Установка, использующая экзотермическое тепло, представляет собой цилиндрический патрон, заполненный смесью химических веществ, и ампулы с исследуемым материалом. Нагрев с помощью электроэнергии осуществляется в электронагревательных печах, в которых поддерживается температура, равная 1200...2400 °C. Для выращива
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 247
ния кристаллов необходим перепад температуры, для этого ампула с расплавленным сырьем протягивается через зону, имеющую требуемый градиент температуры. Расплавленный материал, попадая в зону с низкой температурой, начинает кристаллизоваться. На рис. 4.36 приведена схема получения кристалла в условиях невесомости.
Использование установок, выполненных по этой схеме, не обеспечивает чистоты полученного кристалла из-за возможных попаданий частиц материала тигля в расплав. Более совершенна схема, использующая метод зонной плавки, при котором сырье расплавляется в зоне высоких температур, но при этом не касается стенок тигля (рис. 4.37). Метод зонной плавки позволяет получить более высокие температуры, размеры зоны определяются условием баланса действующих на расплав массовых сил и сил поверхностного натяжения. Массовые силы на борту КА, обусловленные малыми ускорениями, много меньше силы тяжести. Это означает, что размеры расплавленной зоны в космических условиях и, соответственно, размеры кристаллов, получаемых в таких установках, могут быть значительно больше, чем на Земле.
Рис. 4.36. Схема выращивания монокристаллов из расплава: 1 — расплав; 2 — затравочный кристалл; 3 — механизмы вытягивания и вращения; 4 — шток; 5 — тигель; 6 — индуктор для нагрева расплава
Рис. 4.37. Метод зонной плавки:
1 — расплавленная зона; 2 — индуктор; 3 — стенка печи; 4 — ампула;
5 — стержень исследуемого вещества: 6 — механизм протягивания и вращения стержня
248
4. Компоновка целевого оборудования
Холодная зона
Горячая зона
Шихта
Зона роста
Рис. 4.38. Схема выращивания кристалла из паровой фазы
Выращивание кристаллов возможно в паровой фазе. Ампула с сырьем размещается в печи с перепадом температуры таким образом, что один конец находится в горячей зоне, а другой — в холодной. Массо-перенос осуществляется в парогазовой фазе, а после попа-
дания в холодную зону происходит конденсация с выращиванием кристалла (рис. 4.38).
На российских (советских) и американских КА и ОС проводилось большое количество технологических экспериментов. На рис. 4.39 приведены технологические установки, используемые для проведения технологических экспериментов на советских ОС.
Рис. 4.39. Приборы для проведения технологических экспериментов на станции «Салют-5»:
а — прибор «Кристалл»; б — прибор «Реакция»
Эксперименты по получению материалов в условиях космоса проводились на установках «Сплав-01», «Кристалл», «Магма» с максимальной рабочей температурой 900... 1000 °C и «Корунд» при 1270 °C. За основу технологических экспериментов были взяты ампульные печи.
На установке «Корунд» размещается 12 ампульных печей диаметром 33 мм и длиной 300 мм. Мощность, потребляемая
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 249
установкой, составляет 720 Вт. Исходные образцы помещаются в кварцевые ампулы, жестко закрепленные в контейнерах из жаропрочной стали, протягиваются через заданное температурное поле или устанавливаются в печную трубу с регулируемой по времени температурой.
Исследования проводили на долговременных комплексах «Салют-6», «Союз», «Прогресс», «Салют-7», «Мир», при этом установки размещали в отсеках КА, из которых составляли комплекс. К орбитальной станции «Мир» был пристыкован специальный модуль «Кристалл», в котором находились такие технологические установки.
Рис. 4.40. Общий вид КА «Фотон-М»:
1 — антенна БСКВУ; 2 — антенна бортовой системы телеметрических измерений;
3 — антенна бортовой аппаратуры командно-измерительной системы; 4 — приборный отсек: 5 — агрегатный отсек; 6 — радиатор-охладитель; 7 — электромагнит системы сброса кинетического момента; 8 — платформа средств отделения; 9 — солнечная батарея; 10 — спускаемый аппарат
Для реализации комплекса научно-технологических исследований был разработан КА «Фотон», на котором проводились работы в области биомедицинских исследований, космического материаловедения и прикладные исследования. На рис. 4.40 приведен общий вид КА «Фотон-М». На КА проводились следующие научно-технические работы, в которых применялась соответствующая аппаратура (табл. 4.12).
250
4. Компоновка целевого оборудования
Таблица 4.12. Эксперименты, проводимые на борту спутника «Фотон»
№ п/п	Шифр аппаратуры	Содержание эксперимента
1	Научная аппаратура дл. ГК-04	я проведения биомедицинских исследований Фундаментальные биомедицинские исследования на гекконах с целью научного обоснования новых подходов к медицинскому контролю, медицинскому обеспечению, профилактике неблагоприятных изменений в организме в космическом полете, а также для получения новых данных по фундаментальным проблемам космической и гравитационной физиологии
2	БИОКУЛЬТИВАТОР	Фундаментальные исследования по изучению процесса биодеградации полиэтиленовой пленки микроорганизмами без внесения дополнительных ингредиентов и принудительного удаления продуктов метаболизма в условиях космического полета
3	БИОКОНТ-ФЭ	Фундаментальные исследования влияния факторов космического полета на жизнедеятельность и продуктивную способность хозяйственно-ценных микроорганизмов, в том числе в отсутствие магнитного поля, а также для исследования влияния космического полета на развитие эмбрионов рептилий
4	ФЛЮОР-П	Фундаментальные исследования кинетики внутриклеточных параметров клеток человека и животных в условиях микрогравитации
5	мтэ	Прикладные исследования получения электричества с помощью микроорганизмов-электрогенов и отработка процесса в условиях невесомости
6	спд	Фундаментальные исследования влияния космической радиации на биологические образцы, не требующие поддержания их жизнедеятельности в полете (сухие семена высших растений, яйца шелкопряда и др.)
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 251
Продолжение табл. 4.12
№ п/п	Шифр аппаратуры	Содержание эксперимента
7	Научная аппаратура дл, ППН-1Д-Ф	ч проведения биомедицинских исследований Фундаментальные исследования влияния космического полета на биологические свойства микроорганизмов и на абиогенный синтез пептидов и нуклидов
8	ППН-1К-Ф, ППН-2Д-Ф, ППН-2К-Ф, ППН-ЗД-Ф, ППН-ЗК-Ф	Фундаментальные исследования по изучению биологически значимых характеристик космического ионизирующего излучения и эффектов его воздействия на биообъекты в условиях открытого пространства, а также исследование и отработка новых методов и средств космической дозиметрии для их последующего применения в перспективных космических миссиях
9	ДОЗИМЕТР РДЗ-БЗ	Измерение дозы космического излучения
10	БАББЛ-ДЕТЕКТОРЫ	Прикладные исследования по проведению эксперимента в обеспечение разработки датчика, основанного на подсчете количества пузырьков, образованных в детекторе под действием космической радиации
И	МЕТЕОРИТ	Фундаментальные биологические исследования с помощью искусственного метеорита, на котором проводится исследование изменений, происходящих в горных породах при падении метеоритов на Землю
12	СИГМА	Проведение биологических и микробиологических экспериментов с регистрацией температуры в условиях космического полета
Научнс 13	ы аппаратура для провв( КБТС15	дения исследований в области космического материаловедения Фундаментальные исследования в области космического материаловедения, получения кристаллов большого размера
14	КАЛИБР	Фундаментальные исследования по материаловедению
252
4. Компоновка целевого оборудования
Окончание табл. 4.12
№ п/п	Шифр аппаратуры	Содержание эксперимента
15	ВИБРОКОН-ФМ	Фундаментальные исследования по изучению влияния управляемых вибраций на теп-ломассоперенос в жидкой фазе при моделировании направленной кристаллизации и процессов растворения в многофазных средах в условиях микрогравитации. С помощью указанной аппаратуры планируется проведение экспериментов
16	СВС-ФМ	Фундаментальные исследования процессов самораспространяющегося высокотемпературного синтеза в условиях невесомости
17	БЕЛКА	Проведение экспериментов для выращивания кристаллов белков методом жидкостной диффузии и диффузии из газовой среды
18	Научная аппарату} ИМ-ФМ	за для проведения других исследований Разработка аппаратуры для регистрации микроускорений
19	ВИБРОЗАЩИТА	Фундаментальные исследования влияния вибраций на процессы тепломассопереноса
20	кскм	Прикладные исследования, направленные на проведение измерений магнитного поля внутри СА, расчета микроускорений в низкочастотной части спектра от 0 до 0,01 Гц в заданных точках внутри СА, имитации компенсации микроускорений
4.2.10.	Компоновка бортового оборудования для внеатмосферной астрономии
Наблюдения астрономических объектов при помощи КА могут проводиться во всех диапазонах длин электромагнитных волн. При выборе астрономических приборов важно учитывать зависимость Г(А) = 3700/1 между длиной электромагнитной волны L в микронах и характерной температурой излучающего ее тела Г в К. Кроме того, необходимо учитывать соотношение между длиной электромагнитной волны и энергией кванта излучения. Так, энергия в 1 эВ
4.2. Особенности целевого оборудования, влияющие на компоновку 253
Радиоастрон UA1
:	J	: HALCA-
i	WMAPB
< SWAS I MSAM/TopHat 1 Planck Herschel МИЛЛИМЕТРОН
X
0%
CGRO AGILE
S Л
X 2 Ё CD
X X (D £
нм 1Q 100%
50%
и
х (D £
&
UL
ИЗ
TOnm тяж
ТмуФ ИХ, 1W1
Длина волны
S
Astro

>X
3
§
g о X §
Непрозрачность атмосферы Земли
Рис. 4.41. Диапазоны наблюдения космических обсерваторий
ISO ; 2MASS  СОВЕ IRTS Hipparoos  SOFIA JAMES WEBB SPACE TELESCOPE, JWST  GALEX HI
HUBBLE SPACE TELESCOPE.HST W IUE Ы
FUSE I Astro 2 ИИ1
ORFEUS BP CHIPS  EUVE DXS :
Chandra Copemicua
<>Ч I RXTE Beppo • SAX НЕТЕ-2 Glnga Astro-E2 Vela 5B ГРАНАТ HEAO 1

равна энергии кванта электромагнитного излучения с длиной волны 1240 нм.
Космический телескоп для получения высокой разрешающей способности настроен на строго определенный диапазон. Это может быть телескоп видимого диапазона, радиотелескоп, инфракрасный телескоп, рентгеновский телескоп и т. п. Потенциал любой обсерватории определяется совокупностью ее характеристик: диапазоном частот, чувствительностью для каждого диапазона и пространственным разрешением. На рис. 4.41 представлены диа
254
4. Компоновка целевого оборудования
пазоны длин волн, исследуемые космическими обсерваториями. Из рисунка видно, что космические обсерватории перекрывают большую часть спектра. Особый интерес представляют результаты космических наблюдений в области длин волн, для которых атмосфера Земли является непрозрачной. На рис. 4.41 внизу показан график прозрачности земной атмосферы, на котором видны окна прозрачности. Космические радиотелескопы используются в сочетании с наземными средствами и поэтому работают в области длин волн, проходящих через атмосферу Земли.
Космический телескоп может работать как самостоятельный научный прибор, а также с сетью других телескопов в режиме интерферометра. В режиме одиночного телескопа наблюдения проводятся с максимальной чувствительностью, достижимой с приемниками излучения космических объектов на борту обсерватории. В режиме интерферометра проводятся одновременные наблюдения объекта с нескольких разнесенных в пространстве инструментов, как показано на рис. 4.42. По разности фаз сигналов, приходящих на отдельные инструменты, можно построить результирующее изображение со сверхвысоким разрешением до десятков миллиардных долей угловой секунды.
Интерферометры позволяют заменить телескоп с большой апертурой (которая необходима для получения высокого разрешения) на решетку телескопов с меньшими апертурами. Особенно эффективны интерферометры в радиоастрономии. Ввиду того что к относительно низким радиочастотам предъявляются менее строгие требования к дискретизации и оцифровке сигналов, существует возможность объединять радиотелескопы в сеть радиоинтерферометрии со сверхдлинной базой РСДБ (англ. Very Long Baseline Interferometry. VLBI). При построении космического телескопа-интерферометра может быть использована схема Земля — космос (рис. 4.42, а), когда космическая обсерватория используется совместно с наземными. В перспективе при запуске одновременно нескольких телескопов может быть реализован интерферометрический режим наблюдений космос — космос (рис. 4.42, б), обеспечивающий одновременно и высокую чувствительность, и высокое угловое разрешение, в том числе и на более коротких волнах, экранируемых земной атмосферой.
Компоновка космически