Лекция 16 Определение проектно-конструкторского облика КА правка 13.11.2018 (Лекция №16 "Определение проектно-конструкторского облика КА")

Министерство образования и науки Российской Федерации
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение
высшего профессионального образования
«Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана»
(МГТУ им. Н.Э. Баумана)
СИСТЕМНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ГЛОБАЛЬНЫХ
НАВИГАЦИОННЫХ СПУТНИКОВЫХ СИСТЕМ
Основы системного проектирования
глобальных навигационных спутниковых систем
Определение проектно-конструкторского
облика космического аппарата

Общие принципы компоновки КА. Внешняя компоновка КА
2
При внешней компоновке решается задача определения конструктивно-компоновочной схемы
для транспортного и рабочего положений КА.
В транспортном положении КА находится при его размещении в зоне полезного груза РКН, а
также в транспортировочном контейнере при наземной эксплуатации.

Общие принципы компоновки КА. Внешняя компоновка КА
3
Внешняя компоновка в транспортном положении определяет геометрическую форму КА и его
приборного блока, схему укладки трансформируемого оборудования (СБ, антенн и т. д.) на
поверхности КА исходя из габаритной зоны полезного груза и схемы установки одного или
нескольких КА на РКН.
Групповая схема выведения двух КА:
а – герметичный приборный блок;
б – негерметичный приборный блок
Одиночная схема выведения:
а – герметичный приборный блок (ГПБ);
б – негерметичный приборный блок (НПБ)
Групповая схема выведения двух КА:
а – герметичный приборный блок;
б – негерметичный приборный блок

Общие принципы компоновки КА. Внешняя компоновка КА
4
Космические аппараты устанавливаются на устройство отделения, которое обеспечивает
устойчивую механическую связь КА с РКН на участке выведения с последующим отделением КА
после завершения активного полета РКН. Угловые и линейные скорости отделения выбираются
такими, чтобы исключить соударение КА с РКН.
Так, отделение одиночного КА или двух КА при их установке друг на друга осуществляется по
направлению продольной оси полета РКН с помощью симметрично установленных толкателей.
Одновременное групповое отделение обеспечивается закруткой КА под действием
поступательного движения толкателей с эксцентричным приложением силы при наличии
шарнирно закрепленной точки КА. В этом случае за счет линейного хода толкателей создается
вращательное движение КА вокруг этой точки, которое переходит в его вращательнопоступательное движение в поперечном направлении к продольной оси РКН.

Общие принципы компоновки КА. Внешняя компоновка КА
5
Угловая скорость вращательного движения КА ωотд для такой схемы отделения
рассчитывается по формуле
1 2
2
Ет  ωотд
( М КА Rраз
 J КА ),
2
где Eт – энергия толкателей;
МКА – масса КА;
Rраз – радиус разворота, равный расстоянию между центром масс КА и точкой разворота;
JКА – собственный момент инерции КА в плоскости разворота.
Линейная скорость Vотд поступательного движения КА после его отделения определяется по
уравнению
Vотд Rраз ωотд .
Для обеспечения заданных значений ωотд и Vотд энергия толкателей рассчитывается по
формуле (15.1), а затем подбираются пружины с длиной хода ∆h, которая обеспечивает эту
энергию:
1
h 
Ет   2 Рн  ( Рн  Рк )
 h,
2
hк 
где Рн, Рк – начальная и конечная силы толкания пружины на максимальном ходе ∆hк.
Внешняя компоновка КА в рабочем положении оказывает влияние на его геометрическую
форму, обеспечивающую нормальное функционирование на орбите.

Общие принципы компоновки КА. Внешняя компоновка КА
6
Габаритные размеры КА в рабочем положении превышают габаритные размеры КА в
транспортном положении в случае применения раскрываемых крупногабаритных элементов:
антенн, солнечных батарей и т. д., что учитывается при определении зоны размещения рабочих
мест для изготовления и испытаний КА.
По результатам внешней компоновки КА формируются требования к габаритным размерам
приборного блока, после чего проводится внутренняя компоновка КА.

Внутренняя компоновка КА
Принципы внутренней компоновки КА зависят от выбранной конструктивно-компоновочной
схемы: моноблочной с герметичным или негерметичным приборным блоком и модульной.
При использовании моноблочной конструктивно-компоновочной схемы основная часть
оборудования размещается внутри приборного блока. Вне этого блока устанавливается только
то оборудование, которое требует для своего функционирования непосредственного контакта с
окружающим космическим пространством: антенны, датчики ориентации, реактивные
двигатели, солнечные батареи, различные измерительные приборы.
В моноблочной конструктивно-компоновочной схеме КА с герметичным приборным блоком
используется гермоконтейнер, внутри которого находятся приборы. Гермоконтейнер является
силовым конструктивным элементом КА, к которому изнутри прикреплена приборная рама с
приборами, а снаружи устанавливаются СБ, антенны, датчики СОС и другое оборудование.
7

Внутренняя компоновка КА
Компоновочная схема
геодезического спутника «Сфера»
8
Вид спутника «Глонасс-М» (без
гермоконтейнера) на этапе изготовления

Внутренняя компоновка КА
Схема деления спутника связи «Экспресс-АМ33»
9

Внутренняя компоновка КА
10
В
моноблочной
конструктивнокомпоновочной
схеме
КА
с
негерметичным приборным блоком
применяется
приборный
блок
коробчатой формы с внутренней
силовой фермой. Силовая ферма
стыкуется с устройством отделения КА и
используется для закрепления на ней
сотопанелей.
Схема деления
навигационного спутника «Глонасс-К»

Внутренняя компоновка КА
11
В модульной конструктивно-компоновочной
схеме КА приборный блок разделен на
несколько
самостоятельных
модулей,
объединенных с помощью интерфейсов.
Целесообразность применения модульной
схемы определяется параметрами бортового
целевого комплекса, типом используемых
составных
частей
и
конструктивнокомпоновочной схемой КА.
Для
бортовых
целевых
комплексов
различного назначения с сопоставимыми
значениями
массы,
объема
и
энергопотребления
модульная
схема
компоновки КА может быть реализована в
виде
конструктивно
самостоятельных
составных частей: модуля полезной нагрузки
и космической платформы. Космическая
платформа, использующая гермоконтейнер,
называется модулем служебных систем
(МСС).
Схема деления спутника связи «Амос-5»

Внутренняя компоновка КА
12
Общие принципы внутренней компоновки МСС совпадают с принципами компоновки приборного
блока моноблочной ККС. Однако между ними имеется существенное отличие, заключающееся в
появлении унифицированных интерфейсов между МСС и МПН: электрического, теплового и
конструктивного.
Электрический интерфейс характеризует все виды
электрических связей модуля служебных систем с
помощью
кабельной
сети,
по
которой
осуществляется
управление,
контроль
и
энергоснабжение модуля полезной нагрузки.
Тепловой интерфейс связывает гидротракты СТР
модуля служебных систем с приборами модуля
полезной нагрузки, обеспечивая тем самым передачу
тепла от них на излучательный радиатор.
Конструктивный интерфейс модуля служебных
систем реализует механическую связь с модулем
полезной нагрузки, а также с устройствами
отделения КА.
Модульная ККС КА позволяет проводить автономное
изготовление и испытание МПН параллельно с
изготовлением и испытанием МСС, что значительно
сокращает общее время создания КА. Кроме того,
использование
унифицированного
МСС
для
различного типа МПН снижает затраты на
разработку КА.
Реализация принципа модульного
построения при создании спутников
серии «Экспресс-АМ»

Проектирование КА с учетом предупреждения образования
космического мусора
13
Проектирование КА осуществляется с учетом предупреждения образования мусора в ходе
операций с ним на орбите:
 ограничения высвобождения мусора при штатных операциях с КА на орбите;
 сведения к минимуму возможности разрушений КА на орбите;
 увода КА с целевой орбиты после завершения программы полета.
Ограничение высвобождения мусора при штатных операциях с КА на орбите. Источниками
техногенного мусора на КА являются механические системы: система отделения КА, механизмы
зачековки и раскрытия СБ, створок жалюзи, штанг антенн. В проектных документах на
разработку системы отделения КА и механизмов раскрытия элементов КА имеется требование
по исключению засорения космического пространства операционными элементами
(пружинами, толкателями, а также газами при срабатывании пиросредств), выполнение
которого контролируется при разработке конструкторской документации. В результате
механические элементы КА информационного обеспечения в процессе функционирования
космического мусора практически не создают.

Проектирование КА с учетом предупреждения образования
космического мусора
14
Сведение к минимуму возможности разрушений КА на орбите. Основной причиной
разрушения КА на орбите являются бортовые источники запасенной энергии: остатки рабочего
тела двигательных установок, аккумуляторные батареи, тепловые трубы, электромаховики,
гиростабилизаторы.
В качестве рабочего тела двигательных установок КА информационного обеспечения
используются азот, ксенон, гидразин. Однако только гидразин создает потенциальную
опасность взрыва баков и гидротрактов или возникновения местных разрывов с выбросом
газообразных веществ – продуктов разложения гидразина на аммиак, азот, водород.
Нормативными документами рекомендуется после завершения эксплуатации КА
освобождаться от остатков рабочего тела и других жидкостей, например вытеснителей, путем
либо их дожигания, либо дренирования с целью предотвращения самопроизвольных взрывов
вследствие чрезмерного наддува или химической реакции. Однако проведение таких
операций возможно только при работоспособном КА и его командной радиолинии.
Приемлемым вариантом предотвращения самопроизвольного взрыва бака ДУ является
установка прорывного клапана, срабатывающего при достижении в нем предельного
(разрушительного) давления.

Проектирование КА с учетом предупреждения образования
космического мусора
15
Аккумуляторные батареи проектируют с учетом конструкционных запасов по прочности и
исключения роста давления в элементах и блоках АБ после отключения линии их зарядки.
Тепловые трубы представляют собой герметичную полость, заполненную паровой фазой
теплоносителя. Конструкция корпуса ТТ рассчитана на предельное давление 170 атм при
рабочем давлении не более 30 атм. В процессе длительного пребывания на орбите в составе
неработающего КА рабочие температуры ТТ могут находиться в диапазоне ±130 °С. В этих
условиях давление внутри ТТ будет не более 100 атм, что не превышает предельного значения
давления.
Электромаховики создают управляющий момент за счет изменения скорости вращения. При
отсутствии управляющего сигнала электромаховик быстро останавливается из-за внутреннего
торможения, а при длительном наличии управляющего сигнала он достигает максимальных
оборотов без разрушения конструкций. Гиростабилизаторы используют электромаховики с
постоянной скоростью вращения, которая не может быть превышена.
Таким образом, опасность разрушения КА на орбите может быть исключена, если в процессе
его проектирования будет проведен анализ возможных отказов, ведущих к
самопроизвольному разрушению, с разработкой и реализацией мероприятий по снижению
вероятности их появления.

Проектирование КА с учетом предупреждения образования
космического мусора
16
Увод КА с целевой орбиты после завершения программы полета. Увод КА с целевой орбиты
является целесообразным для обеспечения дальнейшего безопасного и устойчивого
использования следующих районов космического пространства:
 района низких околоземных орбит – сферической оболочки, простирающейся от
поверхности Земли до высот около 2 000 км;
 района средневысоких круговых орбит – сферической оболочки, заключенной между
высотами 18 000... 22 000 км;
 района геосинхронных орбит – сегмента сферической оболочки, определяемого
следующими параметрами: высотой 35 786 ± 200 км и наклонением 0 ± 15°.
Район низких околоземных орбит предназначен для спутников связи, навигации и геодезии с
высот более 700 км. После прекращения активного существования КА его орбита
эволюционирует в направлении снижения высоты, т. е. происходит естественный уход КА с
целевой орбиты.
Район средневысоких круговых орбит используется спутниками навигации систем ГЛОНАСС,
GPS, Galileo. По результатам долгосрочного прогнозирования номинальной околокруговой
орбиты с эксцентриситетом более 0,005 выявлен рост эксцсентриситета и, соответственно,
высоты апогея орбиты примерно на 1 000 км и более. Поэтому возможно столкновение
неработающих КА как с работающими КА систем GPS и Galileo, так и с работающими КА
системы ГЛОНАСС.

Проектирование КА с учетом предупреждения образования
космического мусора
17
Район геосинхронных орбит является наиболее насыщенным как работающими, так и
отработавшими КА. Поэтому отработавшие КА уводят на достаточное расстояние от рабочей
геосинхронной орбиты (более 200 км) с тем, чтобы они не мешали работающим КА.
Рекомендуемое минимальное поднятие высоты ∆Н в перигее по окончании перевода КА на
новую орбиту с учетом всех возмущений орбиты составляет
H 235 км + (1 000 СR A / m),
где 235 км – сумма верхней высоты оберегаемой области ГСО (200 км) и максимального
снижения уведенной космической системы вследствие лунно-солнечных и геопотенциальных
возмущений (35 км);
СR – коэффициент давления солнечного излучения (типичные значения СR = 1...2);
A/m – отношение облучаемой площади к сухой массе, м2/кг.
Таким образом, для КА, программа полета которых осуществляется в районах активно
используемых орбит, следует предусматривать выполнение маневров для сокращения их
пребывания на этих орбитах.

Проектирование КА с учетом принципа преемственности развития
18
Создание изделий космической техники всегда осуществляется с использованием задела по
техническим решениям и технологиям, т. е. повторяемость является неотъемлемым свойством
нового изделия. В то же время от новизны изделия зависит его эффективность и
конкурентоспособность. Поэтому при разработке изделий космической техники необходимо
найти компромисс между повторяемостью и изменяемостью (новизной) их свойств, т. е.
определить уровень преемственности развития.
Основными методическими принципами преемственности развития является унификация
изделий и их составных частей, средств технологического оснащения и технологических
процессов, которая позволяет уменьшить их многообразие и номенклатуру. Упорядочение
номенклатуры изделий и их составных частей достигается разработкой параметрических и
типоразмерных рядов с рационально выбранными интервалами между соседними членами
ряда по комплексному технико-экономическому критерию. Таким критерием, отображающим
одновременно повторяемость и новизну, является экономическая эффективность применения
изделия ЭС, связывающая показатель целевой эффективности изделия с затратами на его
создание и эксплуатацию.

Проектирование КА с учетом принципа преемственности развития
19
Унификация космических аппаратов. В задачу унификации КА входит приведение к
единообразию технических характеристик КА и его составных частей, технологических
процессов, методов и средств испытаний, услуг и т. д., на основе установления рационального
числа их разновидностей.
Унификация космического аппарата достигается:
 применением во вновь разрабатываемых и модернизируемых КА ранее разработанных,
освоенных в производстве и апробированных в эксплуатации их составных частей на уровне
систем, приборов, деталей;
 выбором и созданием ограниченной номенклатуры унифицированных составных частей и
конструктивных элементов;
 выбором
рациональной
номенклатуры
применяемых
материалов,
покрытий,
электрорадиоэлементов и т. д.;
 выбором рациональной номенклатуры режущего и измерительного инструмента,
приспособлений, штампов, пресс-форм, нестандартизированного оборудования;
 обеспечением многофункционального комплексирования в приборах и системах.
Для количественных оценок унификации используются следующие показатели:
 коэффициент применяемости Kпр;
 коэффициент повторяемости Kп;
 коэффициент межпроектной унификации Kм.у.

Проектирование КА с учетом принципа преемственности развития
20
Коэффициент применяемости характеризует уровень конструктивной преемственности
составных частей в разрабатываемом КА и задается в процентном выражении. В зависимости
от специфики КА и наличия необходимых исходных данных коэффициент применяемости
рассчитывается по одному из следующих коэффициентов:
K пр N
n  n0

100%,
n
M н.КА 
K пр C 
0i
i
K пр m 
Cи.КА 
m
M н.КА
С
0i
i
где n – общее число составных частей КА;
Cи.КА
n0 – число вновь разрабатываемых составных частей КА;
100%
m0i – масса оригинальной составной части КА;
Сн.КА – стоимость изготовления КА;
С0i – стоимость изготовления оригинальной составной части КА.
100%

Проектирование КА с учетом принципа преемственности развития
21
Коэффициент повторяемости характеризует уровень внутрипроектной унификации КА, а
также взаимозаменяемость составных частей внутри данного КА и задается в натуральном
выражении:
Kп 
n
,
nт
где nт – количество типоразмеров составных частей. Если прибор имеет несколько резервных
комплектов, то общее количество составных частей возрастает, в то время как количество
типоразмеров остается неизменным.

Проектирование КА с учетом принципа преемственности развития
22
Коэффициент межпроектной унификации Kм.у характеризует уровень взаимной унификации
группы КА, а также сокращения номенклатуры составных частей в группах КА при разработке
семейства КА на основе базового КА или типоразмерного ряда КА. Этот коэффициент
рассчитывается в процентном выражении по формуле
n  N

n  n
i
K м.у
т
i
i
100%,
i 1, 2,..., N ,
max
i
где ni – количество типоразмеров составных частей в i-м КА;
Nт – общее количество типоразмеров составных частей, применяемых в группе N КА;
nmax – максимальное количество типоразмеров составных частей в одном КА.

Проектирование КА с учетом принципа преемственности развития
23
Новизна космического аппарата. Создание нового КА подразумевает, что его технические
характеристики, эксплуатационные свойства, экономический показатели должны быть лучше
разработанных ранее прототипов и не уступать как отечественным, так и зарубежным аналогам.
Новизна КА может быть охарактеризована степенью его технического совершенства по сравнению с
прототипом.
В результате задача оценки новизны КА сводится к разработке методов оценки технического уровня и
формированию номенклатуры его показателей.
Методы оценки технического уровня КА, обеспечивающие корректность сравнения, основаны на
следующих принципах:
 рассмотрение и оценка технического уровня изделия должны проводиться с позиции его
соответствия своему назначению;
 сравнение технического уровня изделия должно осуществляться с прототипами близкого
функционального назначения;
 необходимо обеспечить сопоставимость результатов сравнения, т. е. их приведение к
одинаковым условиям функционирования и способам
 показатели технического уровня должны отражать потенциальные свойства КА вне зависимости
от способов его применения и условий эксплуатации.
По результатам оценки технического уровня КА необходимо:
 определить узкие места, наиболее существенно ограничивающие технический уровень КА;
 обосновать целесообразность своевременного повышения технического уровня используемых
составных частей КА в различные периоды их применения с учетом ограничений по техническим
возможностям и трудозатратам.

Проектирование КА с учетом принципа преемственности развития
24
На основании этих принципов сформулируем номенклатуру показателей технического уровня
космического аппарата, которая должна удовлетворять следующим принципам оценки
технического уровня:
 она должна быть совокупностью научно-технических, структурных, конструкторских и
технологических параметров, характеризующих свойства КА;
 отражать техническую сущность объекта сравнения и содержать удельные показатели,
обеспечивающие соотнесение эффективности выполнения целевой задачи с затратами на ее
решение;
 исключать противоречивость результатов оценки на различных иерархических уровнях.
Этим принципам удовлетворяет номенклатура показателей технического уровня КА (табл. 15.1),
включающая в себя показатели качества и критичные параметры, дополненные удельными
показателями.

Показатели технического уровня КА
№
Наименование
Абсолютные показатели
1 Номенклатура решаемых задач и целевая эффективность КА при выполнении каждой задачи
Показатели надежности:
 коэффициент готовности КА
2
 срок активного существования
 вероятность безотказной работы КА
Условия применения:
 зона обслуживания
 рабочие углы места потребителя
 параметры орбиты
3
 характеристическая скорость на поддержание орбиты и суммарный импульс
 частотный план КА
 автономность функционирования КА
Показатели ресурсов и затрат:
 стоимость разработки и изготовления КА
 стоимость запуска КА
 гарантийный срок эксплуатации КА
4
 предельная масса КА, выводимая на целевую орбиту
 энерговооруженность КА
 масса и энергопотребление целевой аппаратуры
Удельные показатели
5 Дата первого запуска
25
Обозначение
ЭКА
Кг
tСАС
ВБР
глобальная, региональная
α
α, e, i, Ω, ω
∆Vхар, JКА хар
f0,∆f0
tавт
СОКР КА, Си.КА
Сз.КА
tСАС
Мпр.КА
РКА
Мц.а, Рц.а
tзап
1 Удельное целевое использование массы КА
ЭКА/МКА
2 Удельное целевое использование энергопотребления КА
ЭКА/РКА
3 Конструктивно-целевая эффективность КА
Мц.а/МКА
4 Коэффициент использования энергетики КА
Рц.а/РКА
5 Удельная энерговооруженность целевой аппаратуры КА
Рц.а/Мц.а
6 Удельная стоимость КА*
7 Удельная эффективность КА*

Показатели технического уровня КА
26
Приведенная в таблице полная номенклатура показателей технического уровня и условий
применения КА может быть уменьшена из-за отсутствия этих свойств у данного КА или
информации о них на данном этапе оценки технического уровня.
Используя сформированную номенклатуру показателей, оценим технический уровень
спутников связи на геостационарной орбите, свойства которых приведены к одинаковым
условиям функционирования и применения:
«Экспресс-АМ22», «Амос-5» и Intelsat-904.

Технический уровень спутников связи на геостационарной орбите
КА
«Экспресс-АМ22»
КА
«Амос-5»
КА
Intelsat-904
1 Целевая эффективность (излучаемая мощность)
КА, Вт:
 диапазон С
 диапазон Кu
100
100
150
55
108
2 Гарантийный срок эксплуатации КА, лет
12
15
13
№
Абсолютные показатели
27
Показатели
3 Параметры орбиты:
 тип орбиты
 диапазон удержания, град
0,05
0,05
0,1
4 Показатели ресурсов и затрат:
 предельная масса КА, выводимая на орбиту, кг
 стоимость изготовления и запусков КА, млн. у.е.
 масса целевой аппаратуры, кг
 энергопотребление целевой аппаратуры, Вт
 энерговооруженность КА, Вт
2 542
110
539
4 410
6 350
1 930
130
460
5 800
7 600
2 389
180
836
7 565
8 900
5 Дата запуска, год
2003
2011
2002
Геостационарная

Технический уровень спутников связи на геостационарной орбите
№
1
Удельные показатели
2
3
4
5
6
7
28
КА
«Экспресс-АМ22»
КА
«Амос-5»
КА
Intelsat-904
Удельное целевое использование массы КА
0,039
0,129
0,057
Удельное целевое использование
энергопотребления КА
0,016
0,033
0,018
Конструктивно-целевая эффективность КА
0,212
0,238
0,350
Коэффициент использования энергетики КА
0,694
0,744
0,850
8,2
12,8
9,05
3,6∙103
4,5∙103
5,8∙103
10,9
28,8
11,8
Показатели
Удельная энерговооруженность целевой
аппаратуры КА
Удельная стоимость КА
Удельная эффективность КА

Проектирование КА с учетом принципа преемственности развития
29
Анализ представленных в таблице данных позволяет провести ранжирование КА по
техническому уровню с использованием показателя удельной эффективности: самый
высокий технический уровень имеет КА «Амос-5». Это обусловлено его лучшими
удельными показателями за счет применения современной элементной базы. Таким
образом, за период между запусками сравниваемых КА (8-9 лет) их технический уровень
существенно повышается.

Анализ преемственности развития КА информационного обеспечения
30
Анализ преемственности в развитии КА информационного обеспечения позволил выявить
два направления в формировании их проектно-конструкторского облика, представленных в
виде унифицированного ряда космических аппаратов герметичного и негерметичного
моноблочного конструктивного исполнения и унифицированного ряда космических
платформ герметичного и негерметичного модульного конструктивного исполнения,
обеспечивающих размещение на них модуля полезной нагрузки.

Унифицированный ряд космических аппаратов герметичного
моноблочного конструктивного исполнения
31
Для решения задач космической связи, навигации и геодезии в глобальном масштабе с
использованием различных типов околоземных орбит в диапазоне высот 700...42 000 км
разработано пять типоразмеров космических аппаратов унифицированного ряда
герметичного конструктивного исполнения (КАУР-1 КАУР-5), выводимых на орбиты
функционирования в основном с помощью четырех средств выведения.
Космические аппараты унифицированного ряда КАУР-1 эксплуатировались на
некорректируемых низких круговых орбитах в диапазоне высот 700...1 500 км и по
техническим характеристикам разделялись на три подтипа: КАУР-1.1, КАУР-1.2, КАУР-1.3.
Типоразмер КАУР-1.1 объединял группу спутников связи массой до 80 кг и
энергопотреблением до 15 Вт, имевших общие принципы по строения:
 произвольную ориентацию КА в пространстве, что обусловило замкнутую конфигурацию
солнечных батарей и изотропную диаграмму направленности антенн;
 пассивную систему терморегулирования, которая обеспечивала отвод, тепла от приборов
за счет теплопроводности через элементы конструкции к гермоконтейнеру и далее к
каркасу солнечных батарей;
 герметичный приборный контейнер цилиндрической формы диаметром 395 мм, на
который устанавливался каркас солнечных батарей диаметром 800 мм.

Унифицированный ряд космических аппаратов герметичного
моноблочного конструктивного исполнения
32
Типоразмер КАУР-1.2 разрабатывался на базе типоразмера КАУР-1 для повышения целевой
эффективности, которая обеспечивалась установкой магнитно-гравитационной системы
ориентации, увеличением площади СБ за счет высоты каркаса и размещения дополнительных
панелей. В зависимости от характеристик целевой аппаратуры масса КА составляла 220...300 кг,
а энергопотребление - 100... 150 Вт. Спутники типоразмера КАУР-1.2 имели несколько
вариантов исполнения, два из которых: «Гонец-Д,» и «Гонец-М» - приведены на рис. 7 и 8 на
цветной вкладке. На спутнике «Гонец-М» дополнительно устанавливались панели СБ и
газореактивная ДУ для коррекции орбиты с целью разведения спутников при их групповом
выведении. На базе типоразмера КАУР-1.2 изготовлено и запущено около 150 спутников связи с
космодрома Плесецк с помощью модернизированной РКН «Космос-ЗМ» по групповой схеме (2
спутника одновременно) и РКН «Циклон» по групповой схеме (6 спутников одновременно).

Унифицированный ряд космических аппаратов герметичного
моноблочного конструктивного исполнения
33
В типоразмере КАУР-1.3 использовались каркас СБ диаметром 2 000 мм и гермоконтейнер
диаметром 1 000 мм с переменной высотой, а также магнитно-гравитационная система
ориентации и активная газожидкостная система терморегулирования, обеспечивавшая
заданный тепловой режим приборов в гермоконтейнере и выравнивание температур
каркаса солнечных батарей, являвшегося излучательным радиатором. Типоразмер КАУР-1.3
имел несколько модификаций исполнения, отличавшихся высотой гермоконтейнера и
каркаса СБ. В результате масса и энергопотребление спутника могли изменяться в
диапазонах 760...1 400 кг и 100...250 Вт соответственно. На базе типоразмера КАУР-1.3
изготовлено и запущено 111 навигационно-связных спутников типа «Циклон», 28
навигационных спутников «Цикада» и «Надежда», 19 геодезических спутников «Сфера», 52
спутника связи «Стрела-2М» и научный спутник «Ионосферная станция» с космодрома
Плесецк с помощью модернизированной РКН «Космос-ЗМ» по одиночной схеме. Запуски
13 геодезических спутников «Гео-ИК» осуществлялись
с космодрома Плесецк с помощью РКН «Циклон».

Унифицированный ряд космических аппаратов герметичного
моноблочного конструктивного исполнения
34
В настоящее время из всех типоразмеров КАУР-1 применяется только типоразмер КАУР-1.2,
остальные заменены типоразмерами КАУР-З-КАУР-5.
Космические аппараты унифицированного ряда КАУР-2 предназначались для обеспечения
связи и телевещания с использованием высокоэллиптических орбит с полусуточным
периодом обращения (ВЭО-М), требующих периодической коррекции орбиты для
исключения смещения ее восходящего узла относительно нулевого меридиана.

Унифицированный ряд космических аппаратов герметичного
моноблочного конструктивного исполнения
35
Космические аппараты унифицированного ряда КАУР-3 создавались для эксплуатации на
геостационарной орбите, особенностями которой являются:
 отсутствие перемещения спутника в зоне радиовидимости наземного потребителя;
 малый диапазон изменения положения Солнца над плоскостью орбиты (0...23,5°);
 необходимость проведения периодической коррекции орбиты для удержания спутника
вблизи рабочей точки на орбите (точки стояния).
На основании анализа этих особенностей была выбрана оптимальная орбитально-земная
трехосная схема ориентации КА:
 ориентация продольной оси КА на центр Земли осуществлялась гиростабилизатором
путем вращения вокруг его оси, параллельной бинормали к орбите;
 ориентация нормали к панели СБ на Солнце разворотом проводилась с помощью
одностепенного привода вокруг оси, параллельной бинормали к орбите;
 ориентация вектора тяги двигателей коррекции выполнялась по направлениям,
связанным с вектором скорости КА.
Такая схема ориентации позволяла устанавливать ось луча остронаправленной антенны под
заданным углом к продольной оси КА и обслуживать выбранный регион поверхности
Земли.

Унифицированный ряд космических аппаратов герметичного
моноблочного конструктивного исполнения
36
Космические аппараты унифицированного ряда КАУР-4 разрабатывались на базе
типоразмера КАУР-3 и отличались от него введением в контур управления КА БЦВМ и
использованием ЭРДУ для удержания КА в рабочей точке с погрешностью 0,2° по долготе, а
на последующих КА – и по наклонению.
Космические аппараты унифицированного ряда КАУР-5 предназначены для решения задач
навигации, связи, геодезии с использованием различных типов орбит. Типоразмер КАУР-5
подразделяется на четыре подтипа:КАУР-5.1 и КАУР-5.2 применяются для решения
навигационных задач с использованием круговых полусуточных орбит (СКО); КАУР-5.3 – для
решения задач связи на высокоэллиптических орбитах; КАУР-5.4 для решения
геодезических задач на низких солнечно-синхронных орбитах.
Типоразмер КАУР-5.1 укомплектован следующими типами бортовых систем:
 трехосной солнечно-земной схемой ориентации с отслеживанием плоскости «СолнцеКА-Земля»;
 однокомпонентной (гидразиновой) двигательной установкой для коррекции орбиты и
создания управляющих моментов;
 одноконтурной (газовой) системой терморегулирования с жалюзи и локальной
термостабилизацией газа в зоне размещения атомных стандартов частоты;
 системой электропитания на базе ориентированных солнечных батарей с гибким
токосъемным кабелем.

Унифицированный ряд космических аппаратов герметичного
моноблочного конструктивного исполнения
37
Типоразмер КАУР-5.2 разрабатывался на базе типоразмеров КАУР-4 и КАУР-5.1, что
позволило создать конфигурацию спутника со следующими типами бортовых систем:
 бортовым комплексом управления с БЦВМ;
 трехосной маховичной системой ориентации с отслеживанием плоскости «Солнце-КАЗемля»;
 однокомпонентной (гидразиновой) двигательной установкой для целей коррекции
орбиты и создания управляющих моментов;
 одноконтурной (газовой) системой терморегулирования с жалюзи и локальной
термостабилизацией газа в зоне размещения атомных стандартов частоты;
 системой электропитания с одностепенным приводом слежения солнечных батарей за
Солнцем и передачей мощности через скользящие контакты токосъемника.
На спутниках КАУР-5.2 также внедрены технические решения по снижению
непрогнозируемых воздействий на движение КА сил негравитационной природы.

Унифицированный ряд космических платформ герметичного
модульного конструктивного исполнения
38
Унифицированная космическая платформа герметичного модульного конструктивного
исполнения разработана в виде модуля служебных систем трех модификаций: МСС-740,
МСС-727 и МСС-767, используемых в геостационарных спутниках связи.
Характеристики модулей служебных систем
Характеристика
МСС-740
МСС-727
МСС-767
484
506
624
1 500
3 200
4 400
Точность ориентации корпуса на Землю, град
0,1
0,15
0,1
Точность удержания в заданной орбитальной
позиции по долготе и наклонению, град
0,2
0,1
0,05
Мощность системы электропитания в конце САС, Вт
2 400
5 300
5 600
Стартовая масса спутника, кг
2 500
2 570
2 600
+
-
+
+
+
-
Масса модуля полезной нагрузки, кг
Суточное энергопотребление модуля полезной
нагрузки, Вт
Частотный диапазон командной радиолинии НКУ:
 С-диапазон (отечественный)
 Кu-диапазон (зарубежный)

Унифицированный ряд космических платформ герметичного
модульного конструктивного исполнения
39
Модуль служебных систем МСС-740 построен с использованием лучших отечественных технологий,
подтвердивших свою высокую эффективность в процессе эксплуатации нескольких поколений
спутников типоразмера КАУР-4. К таким технологиям относятся:
 бортовой комплекс управления на базе централизованного бортового компьютера,
реализующего основную логику работы всех бортовых систем спутника, в том числе его полезной
нагрузки, а также контура автономного управления и контура обеспечивающих систем;
 аппаратный контур управления в составе БКУ, который реализует резервную логику работы
бортовых систем спутника в качестве последнего уровня режима сохранения живучести;
 измененяемое по командам с НКУ бортовое программное обеспечение, определяющее логику
работы бортовых систем спутника;
 электрореактивная ДУ для коррекции параметров орбиты;
 двухконтурная газожидкостная СТР с узким диапазоном термостабилизации бортовой
аппаратуры шутника;
 никель-водородные аккумуляторные батареи СЭП с контуром поддержания их высоких удельных
характеристик в течение длительного САС;
 конструктивное исполнение панелей СБ на основе углепластиковых каркасов с сетчатой
подложкой для крепления фотопреобразователей и высокоэффективных и надежных механизмов
их развертывания из стартового положения в рабочее, позволившее разместить на КА СБ
площадью более 60 м2.
Внедрение этих технологий минимизировало затраты ресурсов на реализацию всех функций
платформы, что повысило долю этих ресурсов для полезной нагрузки.

Унифицированный ряд космических платформ герметичного
модульного конструктивного исполнения
40
Модуль служебных систем МСС-727 является модификацией МСС-740, связанной с
увеличением ресурсов для полезной нагрузки, модернизация которой была завершена в
модуле служебных систем МСС-767 следующим образом:
 за счет применения фотопреобразователей с высокой удельной эффективностью;
 замены бортового компьютера «Салют-4» на более эффективный компьютер ОВС фирмы
Astrium;
 модернизации бортовой аппаратуры командной радиолинии;
 увеличения массы рабочего тела ДУ.
На базе МСС-740 были изготовлены геостационарные спутники связи «Галс», «Экспресс»,
«Экспресс-А». Модуль МСС-727 был специально доработан для изготовления спутника связи
Sesat, являющегося совместным российско-французским проектом. Типоразмер МСС-767
используется в составе геостационарных спутниках связи «Экспресс-АМ», «Радуга-1М», «ПотокМ».

Унифицированный ряд космических аппаратов негерметичного
моноблочного конструктивного исполнения
41
Моноблочные ККС с негерметичным приборным блоком используются на спутниках нового
поколения, у которых изготовление бортового целевого комплекса в виде моноблока
нецелесообразно. В этом случае параметры ККС спутника выбираются из условия
оптимального размещения аппаратуры БЦК и его антенн с учетом ограничений по компоновке
в зоне полезного груза РКН, особенно при групповых запусках. Для моноблочных ККС
унифицируется функциональное построение бортовых систем и их приборный состав, в то
время как конструктивное исполнение КА может быть оригинальным.
Моноблочные
негерметичные
ККС,
разрабатываемые
для
перспективных
информационного обеспечения, образуют унифицированный ряд КАУР-1Н – КАУР-4Н.
КА
Типоразмер КАУР-1Н применяется на малоразмерных КА массой до 100 кг, запускаемых
совместно с большеразмерным КА, и содержит следующие бортовые системы:
 бортовой комплекс управления, состоящий из бортового компьютера, командной и
информационной радиолинии, навигационного приемника сигналов систем ГЛОНАСС и
GPS;
 магнитно-гравитационную систему ориентации на Землю и в плоскости орбиты;
 пассивную систему терморегулирования с газорегулируемыми тепловыми трубами.

Унифицированный ряд космических аппаратов негерметичного
моноблочного конструктивного исполнения
42
Типоразмер КАУР-1Н позволяет разместить различные полезные нагрузки, которые могут
быть использованы для проведения научных экспериментов.
Характеристики типоразмера КАУР-1Н
Характеристика
Значение
Масса КА, кг
65
Масса полезной нагрузки, кг
35
Энергопотребление КА, Вт
50
Энергопотребление полезной нагрузки, Вт
40
Точность ориентации, град:
 на Землю
 в плоскости орбиты
3
20
Диапазон частот, МГц:
 для приема команд
145
 передам телеметрии
435
Типоразмер
КАУР-1Н был использован при изготовлении экспериментального малоразмерного
 передачи информации
2 400
 приема навигационного
спутника
«Юбилейный»,
запущенного в качестве попутного груза совместно со
спутниками
сигнала
1 560…1 620
связи «Гонец» на круговую орбиту высотой 1 400 км с помощью РН «Рокот» и РБ «Бриз-КМ», а
также малоразмерного спутника «Мир».

Унифицированный ряд космических аппаратов негерметичного
моноблочного конструктивного исполнения
43
Типоразмер КАУР-2Н применяется на малоразмерных КА массой до 300 кг и состоит из
следующих бортовых систем:
 бортового комплекса управления, включающего в свой состав процессор ЦВМ С-32М,
бортовую аппаратуру телесигнализации и командную радиолинию;
 системы коррекции с газореактивной ДУ;
 маховичной системы ориентации по направлениям на Землю, Солнце и по вектору
скорости с электромагнитной системой разгрузки маховиков;
 пассивной системы терморегулирования с тепловыми трубами.
Характеристики типоразмера КАУР-2Н
Характеристика
Масса КА, кг
Масса полезной нагрузки, кг
Значение
250…300
40…65
Энергопотребление КА, Вт
250…300
Энергопотребление полезной нагрузки, Вт
80…120
Точность ориентации, град:
 на Землю
 в плоскости орбиты
3
3
Точность контроля положения осей КА, угл. мин
6
Диапазон частот, МГц:
 для приема команд
 передам телеметрии
 передачи информации
 приема навигационного сигнала
5 700
3 400
6 000
1 560…1 620

Унифицированный ряд космических аппаратов негерметичного
моноблочного конструктивного исполнения
44
Типоразмер КАУР-ЗН характеризуется коробчатой формой ККС, и содержит следующие бортовые
системы:
 бортовой комплекс управления с использованием БЦВК «Салют-32М»;
 систему коррекции с однокомпонентной жидкостной (гидразиновой) ДУ;
 трехосную маховичную систему ориентации с отслеживанием плоскости «Солнце-КА-Земля» и
электромагнитной системой разгрузки маховиков;
 систему электропитания со стабилизированным напряжением одного или двух номиналов
напряжения и изменяемой выходной мощностью нагрузки, регулируемой выбором площади СБ;
 пассивную систему терморегулирования с тепловыми трубами и отдельными термопанелями для
прецизионного активного терморегулирования.
Характеристики типоразмера КАУР-3Н
Характеристика
Масса КА, кг
Энергопотребление КА, Вт
Масса БЦК, кг
Энергопотребление БЦК, Вт
Количество КА, выводимых РН «Союз-2» с РБ «Фрегат»
Значение
860…1 000
1 400…1 500
300…350
1 000
1…2 (СКО)
1 (ГСО)

Унифицированный ряд космических аппаратов негерметичного
моноблочного конструктивного исполнения
45
Типоразмер КАУР-4Н разрабатывается на базе типоразмера КАУР-ЗН с увеличенными
ресурсами для БЦК и предназначен для применения на перспективном
многофункциональном навигационном КА «Глонасс-К2», запускаемом как по одиночной
схеме, так и по групповой.
Характеристика типоразмера КАУР-4Н
Характеристика
Значение
Масса КА, кг
1 645
Энергопотребление КА, Вт
4 500
Масса БЦК, кг
Энергопотребление БЦК, Вт
Количество выводимых КА:
 РН «Союз-2» с РБ «Фрегат»
 РН «Протон-М» с РБ «Бриз-М»
600
3 800
1
3

Унифицированный ряд космических аппаратов негерметичного
модульного конструктивного исполнения
46
Архитектура космических платформ негерметичного модульного конструктивного исполнения
и спутников на ее базе характеризуется следующими общими принципами построения:
 удобными и четко определенными механическими, электрическими и тепловыми
интерфейсами между платформой и полезной нагрузкой;
 возможностью проведения независимых и параллельных испытаний и изготовления
платформы и полезной нагрузки;
 выделением максимальных ресурсов для потребностей полезной нагрузки;
 возможностью варьировать характеристики платформы в широком диапазоне благодаря
использованию запасов ресурсов, а также дополнительного оборудования модульного
исполнения;
 преемственностью в определении архитектуры и технологиях, которые доказали свою
эффективность в процессе летной эксплуатации спутников, разработанных АО «ИСС»
имени академика М. Ф. Решетнева»;
 модернизацией и обновлением бортового оборудования для увеличения его
производительности.
Исходя из потребностей бортового целевого комплекса КА информационного обеспечения
разработано два типоразмера унифицированной космической платформы (УКП) с
негерметичным приборным блоком: «Экспресс-1000» и «Экспресс-2000».

Унифицированный ряд космических аппаратов негерметичного
модульного конструктивного исполнения
47
В состав унифицированной космической платформы «Экспресс-1000» входят следующие
бортовые системы:
 бортовой комплекс управления с использованием БЦВК «Салют-32М» и
телеметрической аппаратуры ТА932МД, а также бортовой аппаратуры командной
радиолинии Ku- или C-диапазонов стандарта ССSDS;
 маховичная система ориентации в орбитальной системе координат;
 система коррекции по восходящему узлу и наклонению на основе ОЖДУ и ЭРДУ;
 система электропитания, включающая в себя СБ на основе трех каскадных арсенидгаллиевых фотопреобразователей и литий-ионные АБ;
 система терморегулирования с жидкостным контуром и тепловыми трубами.

Унифицированный ряд космических аппаратов негерметичного
модульного конструктивного исполнения
48
Унифицированная космическая платформа с негерметичным приборным блоком
«Экспресс-2000» создается на базе УКП «Экспресс-1000» с расширением возможностей по
обеспечению полезной нагрузки ресурсами.
Характеристики унифицированной космической платформы
Характеристика
«Экспресс-1000»
«Экспресс-2000»
Э-1000А
Э-1000К
Э-1000Н
Э-2000А
Э-2000B
1 200
1 350
2 100
3 550
2 700
550
250
670
1 300
1 193
1 200
3 000
5 880
12 100
10 000
Тепловыделение полезной нагрузки, Вт
830
1 800
3 500
7 400
6 200
Точность удержания, град:
 по долготе
 наклонению
0,2
-
0,05
0,05
0,05
0,05
0,05
0,05
Точность ориентации, град
0,1
0,1
0,1
0,1
0,1
Масса КА, кг
Масса полезной нагрузки, кг
Энергопотребление полезной нагрузки, Вт