Космическая платформа для малых космических аппаратов

Полезная модель относится к космической технике, конкретно к космическим платформам (КП), и может быть использована при создании малых космических аппаратов (КА) дистанционного зондирования (ДЗЗ) с массой 100-500 кг для работы на низких околоземных орбитах.

Технической задачей, решаемой предложенной полезной моделью, является создание компактной, простой и надежной конструкции КП для малых КА ДЗЗ.

Решение указанной задачи обеспечено тем, что корпус (К) выполнен из соединенных между собой самонесущих термостабилизированных сотопанелей (ТС) со встроенными каркасами и тепловыми трубами; панели солнечной батареи (СБ) выполнены с возможностью раскладывания крайних створок перпендикулярно относительно направления раскладывания корневых частей крыльев СБ; узлы и приборы служебных бортовых систем, стойкие к радиационному и ультрафиолетовому облучению, установлены на наружных поверхностях К, снабженному двигательной установкой (ДУ), переходным элементом (ПЭ) и элементом крепления модуля полезной нагрузки (МПЗ).

В предпочтительных вариантах выполнения, соединение ТС выполнено винтовым; узлы поворота корневых частей крыльев СБ расположены в области смежных ребер К; СБ снабжена фотоэлектрическими преобразователями из арсенида галлия, а в качестве химической батареи использована литий-ионная аккумуляторная батарея; ПЭ выполнен в виде опорного кольца; элемент крепления МПЗ выполнен в виде П-образного кронштейна, на котором установлена часть приборов служебных бортовых систем (СБС), устойчивых к радиационному облучению; одна из наружных боковых поверхностей К снабжена термооптическим покрытием; посадочные основания узлов и приборов СБС закреплены на корпусе посредством винтовых соединений.

Техническим результатом от использования предложенной КП является технологичность монтажа и испытаний КП, а также значительное снижение производственных издержек.

Полезная модель относится к космической технике, конкретно к космическим платформам (КП), и может быть использована при создании малых космических аппаратов (КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) с массой 100-500 кг для работы на низких околоземных орбитах.

В настоящее время, перспективным направлением развития космической техники является построение КА на базе космических платформ (модулей).

Космическая платформа - это определенным образом скомпонованный на несущем основании стандартный набор служебных систем (электропитания, управления движением, ориентации и стабилизации, терморегулирования, управления и передачи служебной телеметрической информации), необходимых на любом КА, включая КА ДЗЗ. КП является модулем для размещения и обеспечения функционирования целевых приборов и устройств, которые в совокупности составляют полезную нагрузку (ПН), предназначенную для решения целевых задач КА.

На основе каждой конкретной рекуррентной (от лат.recurrens, -возвращающийся) КП обеспечивается возможность создания серии КА в некотором диапазоне технических характеристик. Использование КП имеет ряд преимуществ по сравнению с индивидуальным изготовлением КА:

- уменьшение расходов на проектирование в связи с серийностью производства и возможностью распределения стоимости проектирования платформы между всеми КА серии;

- увеличение надежности КА из-за многократной проверки и отработки их систем;

- существенное сокращение времени производства КА.

Из уровня техники известна КП, которая содержит несущий корпус в виде параллелепипеда, снабженный откидными модулями, поворотными солнечными батареями с электроприводами, приборами служебных систем, размещенными внутри несущего корпуса и элементы крепления полезной нагрузки. Откидные модули снабжены узлами их фиксации и механизмами поворота с реверсивными электроприводами, при этом внутри этих модулей размещены элементы крепления ПН, а на боковых поверхностях корпуса установлены дополнительные солнечные батареи (патент RU 2410294, B64G 1/10 30.12.2008 г).

Эта КП предназначена для спутников связи и из-за наличия откидных ферм и недостаточной точности системы ориентации не может быть использована в качестве основания для КА ДЗЗ, функционирующих на низких околоземных орбитах.

Следует отметить, что особенностью КА ДЗЗ, соответственно и их базовой части - КП, является обеспечение возможности наблюдения за Землей с необходимым пространственным разрешением, географической привязкой данных измерений и минимальными геометрическими искажениями получаемых изображений. Это достигается за счет высокоточной системы трехосной ориентации и стабилизации, которой оснащены такие КП, причем внешние возмущающие моменты, возникающие на орбите (аэродинамика полета, солнечное давление, гравитационные возмущения и пр.) обычно минимизированы за счет конструкции КП, а остаточные моменты обычно компенсируются без расхода рабочего тела, например, с использованием магнитного поля Земли. Как правило, точность ориентации и стабилизации КП тем выше, чем выше пространственная разрешающая способность аппаратуры дистанционного зондирования ПН и чем точнее требования географической привязки. При этом не допускается возникновение некомпенсированных внутренних возмущающих моментов от движущихся масс, например, при качании сканирующих механизмов в процессе съемки.

Наиболее близким аналогом, выбранным в качестве прототипа заявленной полезной модели является КП Яхта, предназначенная для КА ДЗЗ (электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 49 за 2011 г. y/).

В состав этой КП входят:

- система энергоснабжения, включая солнечные и химические батареи;

- система управления движением, ориентации и стабилизации, состоящая из оптических датчиков, измерителей угловых скоростей и маховиков;

- двигательная установка (ДУ) с электрореактивными двигателями для коррекции орбиты;

- система терморегулирования, предназначенная для отвода тепла от служебных систем и систем модуля полезной нагрузки (ПН);

- бортовой комплекс управления (БКУ) с системой передачи служебной телеметрической информации, включая бортовую аппаратуру (БА) спутниковой системы навигации GPS и ГЛОНАСС (для низкоорбитальной модификации).

Также, на КП предусмотрено место для установки полезной нагрузки и антенн.

В конструктивном отношении КП является законченным модулем, на котором может быть установлен самостоятельный конструктивный модуль ПН с обеспечением ее тепловых режимов, технологической точности установки и ее угловой привязки к приборам КП, используемым в определении ориентации КА в базовых системах координат. Несущий корпус, выполнен в форме параллелепипеда, с установленными на нем солнечными батареями (СБ). Габариты корпуса - 1200×1200×600 мм. Корпус негерметичный, образованный шестью сотовыми панелями, закрепленными на каркасе. Масса полезной нагрузки составляет до 500 кг (для низких орбит). ДУ представляет собой два электрореактивных двигателя (рабочее тело - ксенон), закрепленных в карданном подвесе на выносных штангах для изменения вектора тяги без разворотов всего аппарата. Для снабжения электроэнергией двигателей и других систем КП, а также полезной нагрузки, на платформе смонтированы две панели СБ с фотоэлектрическими преобразователями, которые могут быть выполнены трехстворчатыми и четырехстворчатыми (для высокоэнер-гопотребляющих полезных нагрузок). Солнечные батареи установлены на приводы для их ориентации на Солнце. В состав системы ориентации КП входят звездные датчики и датчики Земли. Исполнительными устройствами являются управляющие маховики. Точность ориентации КП - 0.1°, точность стабилизации - 0.001°/сек. Разгрузка маховиков осуществляется за счет магнитной системы ориентации. Система управления КП построена на использовании бортового компьютера, при этом комплекс бортового оборудования выполнен с возможностью адаптирования под решение различных целевых задач в зависимости от функционального назначения КА и может иметь различную конфигурацию, предусмотренную построением КП. Это позволяет в определенных пределах изменять характеристики КА, под конкретные схемы полета, орбиты функционирования, срок активного существования на орбите, управление движением при решении целевых задач, а также размещение, энергоснабжение и схемы работы полезной нагрузки (целевой аппаратуры).

Эта КП имеет сложную конструкцию, что обусловлено ее универсальностью и возможностью использования в качестве основы для КА, предназначенных для работы на различных околоземных орбитах. Следует отметить, что современной тенденцией развития КП для малых КА ДЗЗ является повышение степени специализации (в зависимости от высоты орбиты функционирования КП), а также максимальное упрощение конструкции, снижение массы и повышение несущей способности. Кроме того, имеют существенное значение габариты КП, поскольку запуск малых КА на орбиту осуществляется групповым или попутным методом.

Технической задачей, решаемой предложенной полезной моделью, является создание компактной, простой и надежной конструкции КП для малых КА ДЗЗ.

Решение указанной задачи обеспечено тем, что космическая платформа, содержащая негерметичный несущий корпус в виде параллелепипеда из сотопанелей с расположенными внутри корпуса устройствами и приборами служебных бортовых систем и химическую батарею, а также с расположенными снаружи корпуса, двигательной установкой, элементом крепления модуля полезной нагрузки и складных панелей солнечной батареи в виде крыльев, состоящих из корневой и концевой частей, снабженных узлами их поворота в рабочее положение, согласно полезной модели, корпус выполнен из соединенных между собой самонесущих термостабилизированных сотопанелей (ТС) со встроенными каркасами и тепловыми трубами; панели солнечной батареи расположены на концевых частях крыльев и выполнены трехстворчатыми с возможностью раскладывания крайних створок в перпендикулярном направлении относительно направления раскладывания обеих частей крыльев, корневые части которых выполнены в виде дистанционных элементов для установки панелей рабочем положении на расстоянии от корпуса; узлы и приборы служебных бортовых систем, стойкие к радиационному и ультрафиолетовому облучению, установлены на наружных поверхностях корпуса, на одной из внешних торцевых плоскостей которого жестко закреплена двигательная установка и переходной элемент, а на другой закреплен элемент крепления модуля полезной нагрузки.

В предпочтительных вариантах выполнения, соединение термостабилизированных сотопанелей выполнено винтовым; узлы поворота корневых частей крыльев СБ расположены в области смежных ребер корпуса; СБ выполнена на основе фотоэлектрических преобразователей из арсенида галлия; в качестве химической батареи в корпусе установлена литий-ионная аккумуляторная батарея; переходной элемент выполнен в виде опорного кольца; элемент крепления модуля полезной нагрузки выполнен в виде П-образного кронштейна, поперечина которого соединена с пространственной стержневой конструкцией для размещения в образованном ими пространстве модуля полезной нагрузки, при этом на кронштейне и стержневой конструкции установлена часть приборов служебных бортовых систем, устойчивых к радиационному облучению; одна из наружных боковых поверхностей корпуса выполнена с термооптическим покрытием; посадочные основания узлов и при боров служебных бортовых систем закреплены на корпусе посредством винтовых соединений.

Техническим результатом от использования предложенной КП является технологичность монтажа и испытаний КП, а также значительное снижение производственных издержек.

Полезная модель иллюстрируется чертежами с привязкой соответствующих чертежей к орбитальной системе координат, начало которой расположено в центре масс КА (на основе предложенной КП); ось «+Х» направлена по вектору орбитальной скорости и лежит в плоскости орбиты; ось «+Z» направлена по радиус-вектору, соединяющему центр Земли с центром масс КА, т.е. направлена в зенит, а ось «+Y» перпендикулярна плоскости орбиты и дополняет систему координат до правой.

На фиг.1 показана аксонометрия общего вида КП в транспортном положении (с модулем ПН); на фиг.2 - аксонометрия П-образного кронштейна, закрепленного на торцевой поверхности корпуса; на фиг.3 аксонометрия общего вида КП в рабочем положении (с модулем ГЕН); на фиг.4 - вид А на фиг.1; на фиг.5 - схема расположения тепловых труб; на фиг.6-17 - расположение служебной аппаратуры и устройств с внешней и внутренней сторон термостабилизированных сотопанелей (ТС) корпуса; на фиг.18-21 - фрагменты разрезов ТС, на фиг.22 - вид в плане ТС; 23 - фрагменты поперечных разрезов ТС.

Позиции, указанные на чертежах означают следующее.

1- корпус КП; 2 - солнечная батарея (СБ); 2а и 2б, соответственно, -корневая и концевая части крыльев СБ; 2в и 2г - панели (крайние) СБ; 3 и 4, соответственно, стойки и поперечина П-образного кронштейна элемента крепления ПН; 5 - стержневая конструкция элемента крепления ПН; 6 - модуль ПН; 7а, 7б - антенны; 8 - опорное кольцо (переходной элемент); 9 - упоры СБ; 10 - магнитометры; 11 - оптическая головка с блендой; 12 - узел поворота крыльев СБ; 13а, 136, 13в, - электромагниты системы ориентации; 14 - моноблок двигательной установки; 15 - панель резисторов; 16 - блок гасящих резисторов; 17 - блок хранения рабочего тела (ксенона); 18а, 18б - блок распределения питания; 19а-ТС-X; 19б-ТС+Y; 19в-ТС+Z; 19г-ТС+Х; 19д-ТС-Z; 19е-ТС-Y; 20 - встроенные тепловые трубы (ТТ); 21 - угловые ТТ; 22 - коллекторные ТТ; 23- устройство управления преобразованием; 24 -блок контроля преобразованием; 25 - датчик температуры; 25а - блок разовых команд; 26 - реле; 27 - приемо-передающее устройство; 28 - блок авионики; 29а, 29б, 29в - коробки соединительные линии передачи информации мультикомплексного канала обмена; 30 - формирователь информационных потоков (ФИЛ); 31а, 31б - блок обработки данных с внутренним резервированием; 32 - устройство зачековки СБ; 33 - многоканальная система сбора телеметрической информации; 34 - коробка соединительная линии передачи информации мулькомплексного канала обмена; 35 - приемо-передающее устройство (ППУ-S); 36 - блок управления нагревателями; 37 - литий - ионная аккумуляторная батарея; 38 - блок формирования частоты; 39 - кросс-блок; 40 - блоки питания на кронштейне; 41 - блок автоматики; 42а, 42б - фильтр СВЧ; 43а, 43б, 43в - модуль СВЧ; 44 - антенный переключатель; 45 а, 456 - делитель; 46а, 46б - ферритовый волноводный вентиль; 47а - антенна GPS; 47б - антенна ТКС ПРД; 47в - антенна Glonas; 48 - датчик солнца двухосный; 49 - преобразователь; 50 - устройство цифровой обработки; 51 - маховик системы ориентации; 52 - маховик системы перенацеливания; 53 - делитель передающего канала; 54 -резисторы; 55 - делитель приемного канала; 56 - отрывной электрический соединитель; 57 - технологические электрические соединители; 58 - каркас ТС; 59 - сотозаполнитель; 60 - обшивка ТС; 61 - закладной элемент; 62 - закрепляемое основание изделия (прибора, устройства и т.п.); 63 - винт.

Предложенная КП содержит корпус 1 в виде прямого параллелепипеда высотой 900 мм и с основанием (750×750) мм. Корпус 1 выполнен из самонесущих термостабилизированных сотопанелей (ТС) 19, представляющих собой облегченную многослойную конструкцию, состоящую из силового фрезерованного каркаса 58, обшивок 60 и сотового заполнителя 59, выполненных из алюминиевого сплава. В ТС 19 встроены тепловые трубы 20 и закладные элементы 61, предназначенные для непосредственного или с помощью кронштейнов закрепления на ТС оснований 62 изделий (приборов, устройств и т.п.). ТС 19 корпуса 1 закреплены между собой посредством разборных (винтовых) соединений. Также, с помощью винтовых соединений на закладных элементах 61 закреплены посадочные основания 62 различных приборов БА. Для улучшения кондуктивного теплоотвода на панели корпуса, при установке посадочных оснований 62 на закладные элементы 61 используются теплопроводящие прокладки и пасты (условно не показаны). На ТС «+Y», «-Y», «-Z» «+Z» корпуса 1 установлены коллекторные 22 ТТ, которые совместно с встроенными 20 и угловыми 21 ТТ (закольцовывающими ТС «+Х», «+Y», «-Y», «-Х»), являются элементами системы обеспечения теплового режима (СОТР). В состав СОТР также входят (условно не показаны): оптическое покрытие (наружная поверхность ТС «+Y») для калиброванного сброса избыточного тепла в окружающее пространство и уменьшение некалиброванного доступа тепла на КП; маты экранно-вакуумной изоляции (условно не показаны); терморегулирующие покрытия (условно не показаны); температурные датчики; пленочные нагреватели (условно не показаны); элементы конструкции (используются в качестве радиаторов-излучателей) и блок управления нагревателями 36. За счет СОТР обеспечивается изотермичность ТС и поддерживается заданный температурный режим посадочных (установочных) мест БА, размещенной на внутренних и наружных поверхностях корпуса. Электрические связи между блоками БА осуществляются с помощью жгутов бортовой кабельной сети (БКС) - (условно не показана), которые закреплены на ТС. Для прокладки жгутов между блоками и приборами, расположенными снаружи и внутри корпуса КП, в ТС предусмотрены специальные отверстия.

На внешней поверхности корпуса 1 установлена СБ, выполненная в виде двух боковых крыльев 2, закрепленных с помощью узлов поворота 12, расположенных области соответствующих ребер корпуса, образованных пересечением плоскостей «+Y» и «-Y» с плоскостью «+Х». Крылья 2 состоят из корневых 2а и концевых 26 частей, соединенных между собой с возможностью относительного поворота. На концевых частях крыльев расположены трехстворчатые панели. Каждая трехстворчатая панель состоит из центральной створки, выполненной в виде концевой части 26 крыла и двух крайних створок 2в и 2 г, закрепленных на кромках центральной панели с возможностью их раскладывания в направлении, перпендикулярном направлению раскладывания обеих частей крыльев 2. Корневые части 2а крыльев выполнены в виде дистанционных элементов для установки панелей СБ на необходимом расстоянии от корпуса в их рабочем положении. Для снижения веса, повышения компактности и надежного снабжения электроэнергией бортовых потребителей в условиях полета, целесообразно, чтобы СБ была выполнена на основе фотоэлектрических преобразователей из арсенида галлия. На крыльях СБ установлены (условно не показаны) замковые части устройств 32 зачековки и удержания створок панелей СБ в транспортном положении, механизмы одноразового срабатывания и перевода СБ в рабочее положение (на орбите), датчики контроля температуры и контроля раскрытия створок, а также жгуты кабелей к этим датчикам.

На внешней и внутренних поверхностях корпуса 1 закреплены устройства и приборы БА, относящимся к различным бортовым служебным системам - электропитания, управления движением, ориентации и стабилизации, терморегулирования, управления и передачи служебной телеметрической информации, которые условно разделены на две группы по устойчивости (чувствительности) к радиационному облучению. В первой группе приборов и устройств БА условно сгруппированы приборы и устройства БА, устойчивые к длительному радиационному облучению. Во второй группе условно сгруппированы приборы и устройства БА, не устойчивые (чувствительные) к длительному радиационному облучению. Приборы и устройства БА, относящиеся к первой группе размещены снаружи, а относящиеся ко второй группе размещены внутри корпуса 1. Это обеспечивает рациональное использование пользование при компоновке БА как внутреннего объема КП, так и ее наружной поверхности.

Снаружи корпуса 1, на внешних поверхностях его ТС установлены следующие приборы и устройства БА.

На ТС 19а (-Х) жестко закреплен моноблок двигательной установки 14, блок хранения рабочего тела (ксенона) 17, блоки распределения питания 18а, 18б и электромагнит 13в системы ориентации и опорное кольцо 8 (являющееся переходным элементом от системы отделения к корпусу 1 КП). На кромках этой ТС закреплены упоры 9 СБ 2.

На ТС 19г (+Х) закреплены 29а, 29б, 29в коробки соединительные линии передачи информации мультикомплексного канала обмена, формирователь информационных потоков 30, блоки обработки данных с внутренним резервированием 31а и 31б, П-образный кронштейн, на стойках которого 3 установлены антенны 7а и 7б, а на поперечине 4 закреплены оптические головки 11 с блендами. На стержневой конструкции 5 закреплены магнитометры 10.

На поверхность ТС 19б (+Y) нанесено оптическое покрытие (условно не показано), а на ее кромках закреплены устройства 32 зачековки СБ 2.

На ТС 19е (-Y) закреплены блок автоматики - 41, модули СВЧ - 43б и 43в, фильтр СВЧ - 426, антенный переключатель - 44, делители - 45а и 45б, ферритовый волноводный вентиль - 466.

На ТС 19в (+Z) закреплены коллекторные ТТ - 22, антенна GPS - 47а, антенна ТКС ПРД - 47б, антенна ГЛОНАСС - 47в, датчики солнца двухосные - 48.

На ТС 19д (-Z) закреплены электромагниты системы ориентации -13б и 13в, коллекторные ТТ - 22, делитель передающего канала - 53, блок гасящих резисторов - 54, делитель приемного канала - 55, отрывной электрический соединитель - 56, технологические электрические соединители - 57.

Внутри корпуса 1, на внутренних поверхностях его ТС установлены следующие приборы и устройства БА.

На ТС 19а (-Х) закреплены угловые ТТ - 21, устройство управления преобразованием - 23, блок контроля преобразованием - 24, датчик температуры - 25, реле - 26, приемо-передающее устройство - 27.

На ТС 19 г (+Х) закреплены угловые ТТ - 21, датчик температуры - 25, блок разовых команд - 25а, блок авионики - 28, коробка соединительная линии передачи информации мультикомплекного канала обмена - 29а и 29б.

На ТС 196 (+Y) закреплены датчик температуры - 25, многоканальная система сбора телеметрической информации - 33, коробка соединительная линии передачи информации мулькомплексного канала обмена - 34, приемопередающее устройство (ППУ-S) - 35, блок управления нагревателями - 36, литий - ионная аккумуляторная батарея - 37.

На ТС 19е (-Y) закреплены датчик температуры - 25, блок формирования частоты - 38, кросс-блок - 39, блоки питания (на кронштейне) - 40, блок автоматики-41.

На ТС 19в (+Z) установлены температурные датчики 25.

На ТС 19д (-Z) закреплены температурные датчики 25, устройство цифровой обработки - 50, маховики - 51 системы ориентации и маховики системы перенацеливания - 52.

Электрические связи между блоками БА КП осуществляются с помощью жгутов бортовой кабельной сети (БКС) с изоляцией, выдерживающей большие дозы ионизирующего облучения (8*10⁷ рад) и солнечное ультрафиолетовое облучение.

Технологические электрические соединители 60 используются для подключения жгутов контрольно-испытательной и поверочной аппаратуры, а также аппаратуры для подзарядки аккумуляторной батареи при проведении наземных электрических испытаний БА.

Замена блоков, вышедших из строя в процессе наземной эксплуатации и размещенных снаружи корпуса, осуществляется без разборки КП, размещенных внутри корпуса - с частичной разборкой КП. Конфигурация стержневой конструкции 5 элемента крепления ПН может трансформироваться в зависимости от конкретной формы модуля ПН, которая зависит от формы целевой аппаратуры, входящей в состав ПН.

Работа КП в составе космического аппарата (КА) ДЗЗ осуществляется следующим образом.

После отделения КА от ракетоносителя и вывода КА на заданную орбиту, производится ориентация КА в пространстве и раскладывание крыльев БС в рабочее положение. Терморегулирование в объеме корпуса 1 осуществляется СОТР, за счет которой обеспечивается или подвод тепла (при включении пленочных нагревателей) или отвод тепла из зон локального нагрева (в местах размещения тепловыделяющих элементов БА) и его перераспределение в относительно более холодные участки ТС, а также сброс излишнего тепла в окружающее пространство. Коррекция орбиты КА осуществляется за счет ДУ 14. Ориентация и перенацеливание КА осуществляется за счет маховиков, соответственно 51 и 52 системы ориентации. Разгрузка маховиков осуществляется за счет электромагнитов 13а, 13б, 13в. На освещенных участках орбиты энергоснабжение БА осуществляется от БС 2, на затененных участках орбиты - от литий ионной аккумуляторной батареи 37.

Вследствие относительно малого времени работы целевой аппаратуры и небольших углов отклонения КА в сеансах съемки, когда СБ отклонены от оптимального направления на солнце, целесообразно, выполнение СБ без специальных приводов ориентации на Солнце, что упрощает конструкцию и снижает влияние СБ на точность ориентирования КА.

Встроенные силовые каркасы повысили несущую способность ТС, что обеспечило их применение в качестве самонесущей основы корпуса КП. Кроме того, встроенные каркасы позволили применить разъемные (винтовые) соединения для сборки корпуса и монтажа БА, что обеспечило снижение трудоемкости монтажных и испытательных работ.

Выполнение корневых частей крыльев СБ в виде дистанционных элементов для установки панелей СБ на расстоянии от корпуса в их рабочем положении, обеспечило не попадание элементов СБ в поля обзора целевой аппаратуры и исключило тепловое влияния СБ на КП.

Расположение узлов и приборов служебных бортовых систем, устойчивых к радиационному облучению на наружных поверхностях КП обеспечило рациональное размещение БА и плотность ее компоновки, а также снизило габариты корпуса и упростило монтаж и испытания КП.

Выполнение неподвижным соединения ДУ с корпусом позволило значительно упростить конструкцию КП.

Выполнение переходного элемента (от системы отделения к корпусу КП) в виде опорного кольца повысило жесткость и прочность корпуса КП и исключило возможность передачи на него изгибающих моментов (при выведении на орбиту), а также повысило удобство монтажных работ.

Размещение элемента крепления модуля ПН на торцевой плоскости корпуса, расположенной противоположно торцевой плоскости размещения ДУ позволило устранить влияние ДУ на работу приборов ПН и размещенных этом элементе приборов БА КП.

Размещение узлов поворота корневых частей крыльев СБ в области смежных ребер корпуса позволило выполнить дистанционные элементы крыльев КП с необходимой длиной не превышающей длину КП.

Выполнение СБ на основе фотоэлектрических преобразователей из арсенида галлия позволило снизить габариты и вес СБ без снижения эффективности электроснабжения БА. Это же касается и использования литий-ионной аккумуляторной батареи.

Выполнение элемента крепления модуля ПН в виде П-образного кронштейна и пространственной стержневой конструкции позволило максимально просто и надежно закрепить модуль ПН, а также рационально разместить на них часть БА.

Таким образом, предложенная космическая платформа имеет минимальные габариты и вес, а вышеуказанные конструктивные особенности обеспечивают снижение трудоемкости и повышение удобства проведения цикла наземных работ по монтажу и испытанию КП. За счет предложенной компоновки бортовой аппаратуры повышена компактность КП (и КА на ее основе), что имеет существенное значение при формировании низкоорбитальных космических комплексов дистанционного зондирования Земли.

1. Космическая платформа, содержащая негерметичный несущий корпус в виде параллелепипеда из сотопанелей с расположенными внутри корпуса устройствами и приборами служебных бортовых систем, включая химическую батарею, и с расположенными снаружи корпуса двигательной установкой, элементом крепления модуля полезной нагрузки и складными панелями солнечной батареи в виде крыльев, состоящих из корневой и концевой частей, снабженных узлами их поворота в рабочее положение, отличающаяся тем, что корпус выполнен из соединенных между собой самонесущих термостабилизированных сотопанелей со встроенными каркасами и тепловыми трубами, панели солнечной батареи расположены на концевых частях крыльев и выполнены трехстворчатыми с возможностью раскладывания крайних створок в перпендикулярном направлении относительно направления раскладывания обеих частей крыльев, корневые части которых выполнены в виде дистанционных элементов для установки панелей в рабочем положении на расстоянии от корпуса, узлы и приборы служебных бортовых систем, стойкие к радиационному и ультрафиолетовому облучению, установлены на наружных поверхностях корпуса, на одной из внешних торцевых плоскостей которого жестко закреплены двигательная установка и переходной элемент, а на другой закреплен элемент крепления модуля полезной нагрузки.

2. Космическая платформа по п.1, отличающаяся тем, что соединение сотопанелей выполнено винтовым.

3. Космическая платформа по п.1, отличающаяся тем, что узлы поворота корневых частей крыльев солнечных батарей расположены в области смежных ребер корпуса.

4. Космическая платформа по п.1, отличающаяся тем, что солнечная батарея выполнена на основе фотоэлектрических преобразователей из арсенида галлия.

5. Космическая платформа по п.1, отличающаяся тем, что в качестве химической батареи в корпусе установлена литий-ионная аккумуляторная батарея.

6. Космическая платформа по п.1, отличающаяся тем, что переходной элемент выполнен в виде опорного кольца.

7. Космическая платформа по п.1, отличающаяся тем, что элемент крепления модуля полезной нагрузки выполнен в виде П-образного кронштейна, поперечина которого соединена с пространственной стержневой конструкцией для размещения в образованном ими пространстве модуля полезной нагрузки, при этом на кронштейне и стержневой конструкции установлена часть приборов служебных бортовых систем, устойчивых к радиационному облучению.

8. Космическая платформа по п.1, отличающаяся тем, что одна из наружных боковых поверхностей корпуса выполнена с термооптическим покрытием.

9. Космическая платформа по п.1, отличающаяся тем, что посадочные основания узлов и приборов служебных бортовых систем закреплены на корпусе посредством винтовых соединений.