В настоящем изобретении речь идет об антенном отражателе, способном выдерживать упругие деформации и предназначенном для работы на космических аппаратах, например, на искусственном спутнике Земли или межпланетном зонде.
Известно, что оборудование, предназначенное для работы на космических аппаратах, такое как антенны, солнечные батареи, при их установке на средстве вывода аппарата на орбиту (ракета, космический челнок) находятся в сложенном состоянии, и они должны "раскрыться", когда космический аппарат отделяется от средства его доставки на орбиту с тем, чтобы принять свое рабочее положение.
Также известно, что ранее было разработано оборудование, способное обратимо деформироваться, при этом такое оборудование может находиться либо в развернутом состоянии, либо в свернутом, причем переход его из одного состояния в другое происходит за счет упругих деформаций. В качестве примеров можно привести:
- патент US-A-3521290, в котором описан антенный отражатель в виде одной детали из упругодеформируемого материала, имеющей центральную жесткую часть, к которой присоединен ряд радиально расположенных ребер, связанных с выпуклой поверхностью указанного отражателя и способных обратимо складываться относительно указанной центральной части. В результате подобный антенный отражатель может принимать в сложенном состоянии форму тюльпана, что снижает риск необратимой деформации указанного отражателя, а переход из сложенного в развернутое состояние в виде вогнутого диска может осуществляться за счет упругой энергии, запасенной в процессе укладки антенны в первоначальное состояние. В конструкции предусмотрены приводимые в действие по специальной команде удерживающие устройства в виде цепочки пиротехнических патронов, окружающие отражатель в закрытом состоянии и находящиеся со стороны, противоположной указанной центральной части, причем эти устройства обеспечивают удержание отражателя и упомянутых ребер, расположенных по радиусу, в напряженном сложенном состоянии;
- патент US-A-4133501, где описано панно солнечной батареи для космического аппарата в виде единой детали и изготовленное в виде упругой конструкции, способной принимать либо свернутое положение в напряженном состоянии с определенной кривизной, когда эта батарея прилегает к внешней выпуклой поверхности указанного космического аппарата, либо когда это панно отделено от этой внешней поверхности, развернуто и становится плоским, причем переход из свернутого положения с определенной кривизной в плоское развернутое положение обеспечивается действием упругих сил самого панно. В свернутом состоянии солнечная батарея удерживается в контакте с внешней поверхностью космического аппарата за счет зажимов, расположенных на этой внешней поверхности;
- патент US-A-4926181, в котором описан антенный отражатель в виде единой детали, изготовленной из упругодеформируемого материала, и этот отражатель может быть свернут в виде цилиндра и удерживаться в таком состоянии за счет зажимов. Складывающаяся и расположенная под ним конструкция может быть развернута, и она призвана играть роль опоры, на которой разворачивается собственно отражатель с тем, чтобы принять развернутую рабочую форму, и происходит это за счет действия упругих сил.
Кроме этих конструкций в качестве примера можно привести устройство, описанное в патенте US-A-5644322, где при запуске космического аппарата последнее укрыто в удлиненном контейнере, например цилиндрическо-конической формы, который представляет собой, например, последний отсек транспортной ракеты, причем отражатель и одна или несколько антенн данного космического аппарата располагаются сбоку по отношению к корпусу самого аппарата, на его периферии между корпусом и указанным контейнером. В этом описании антенный отражатель состоит из прочного центрального основания значительной площади, окруженного по краям кольцом в форме усеченного конуса и выполненного из упругого материала, способного обратимо деформироваться. В результате за счет подобной структуры удается достичь выигрыша в свободном месте, которое занимает отражатель внутри указанного цилиндрическо-конусного контейнера ввиду того, что периферическое кольцо временно находится в упругодеформированном состоянии, и описанный отражатель при этом принимает приблизительно форму желоба, охватывающего сбоку указанный корпус. Отражатель удерживается в этом состоянии с помощью пояса, раскрыв которого происходит по электрокоманде, и этот пояс охватывает и корпус, и отражатель на уровне середины описанного основания; при этом этот пояс притягивает упругодеформируемое кольцо к корпусу, используя в качестве опоры две диаметрально расположенные точки описанного кольца. После запуска в космическое пространство отражатель при удалении пояса способен принять свое рабочее положение под действием упругих сил расположенного по периферии кольца, когда устройство принимает свое стабильное, развернутое положение без упругих напряжений.
Ясно, что в подобной конструкции выигрыш в свободном месте за счет использования складывающегося отражателя невелик. Действительно, с одной стороны, из-за большого диаметра центрального жесткого основания боковое сжатие отражателя может быть реализовано только по расположенному на периферии кольцу и таким образом, что выигрыш в свободном месте в радиальном направлении получается относительно небольшим. С другой стороны, это сжатие в радиальном направлении не только не приводит к уменьшению продольного размера отражателя, но и, напротив, увеличивает этот размер из-за того, что сжимающее усилие приводит к выходу верхней части этого расположенного на периферии кольца наружу. В итоге занимаемое отражателем в свернутом состоянии пространство в продольном направлении оказывается больше, чем в развернутом состоянии. В результате размеры отражателя, уложенного в контейнер, как правило, превосходят продольный размер части корпуса космического аппарата, расположенной в цилиндрической части контейнера, и он выступает в его конусную часть. В результате эта конусная часть ограничивает диаметр отражателя. Из общих соображений ясно, что с точки зрения достижения наилучших характеристик желательно, чтобы отражатель имел бы максимально возможный диаметр и был согласован с конической формой контейнера.
В свернутом виде отражатель, описанный в патенте US-A-5644322, удерживается нежестко и подвергается воздействию вибрации в процессе запуска. В результате достижение динамического равновесия и снижение уровня вибраций отражателя может быть затруднено и даже возможно повреждение отражателя и окружающих его объектов.
Задачей настоящего изобретения является исключение этих недостатков при сохранении возможности увеличить размеры антенного отражателя.
Для этого в изобретении предлагается конструкция антенного отражателя для космического аппарата, который укладывается в контейнер цилиндрическо-конической формы, вытянутый вдоль оси таким образом, что указанный отражатель располагается сбоку по отношению к корпусу этого космического аппарата на периферии между этим корпусом и цилиндрической частью контейнера, и эта конструкция отличается тем, что отражатель имеет периферическую часть, выступающую в продольном направлении в коническую часть контейнера, превосходя продольные размеры корпуса, причем указанный отражатель хотя бы частично упругодеформирован таким образом, что:
- вне контейнера отражатель способен занимать стабильное развернутое положение без сохранения в нем упругих напряжений, и эта позиция соответствует его рабочему состоянию,
- внутри контейнера указанный отражатель размещается за счет сворачиваний вокруг указанной оси контейнера при наличии в нем упругих деформаций; это сложенное положение позволяет отражателю охватывать сбоку указанный корпус, причем отражатель удерживается в этом сложенном состоянии с использованием управляемых средств фиксации и
- переход отражателя из сложенного состояния в развернутое хотя бы частично выполняется за счет использования упругой энергии, запасаемой в отражателе в процессе его складывания как процесса создания в нем упругих деформаций, при переходе от развернутого состояния к свернутому;
кроме того,
- указанный отражатель разделяется на две части за счет создания щели с краями, обращенными друг к другу, и
- в сложенном состоянии описываемого отражателя указанные края отдельных частей отражателя перемещаются один по отношению к другому, приближаясь к продольному краю корпуса и к периферической выступающей части отражателя.
Согласно изобретению другой существенной особенностью предлагаемой конструкции является наличие управляемых приспособлений для фиксации отражателя в свернутом состоянии, причем эти приспособления связывают указанные части отражателя с корпусом космического аппарата.
Таким образом, очевидно, что в предлагаемом устройстве решена проблема снижения объема, занятого отражателем в направлении вдоль аппарата, и проблема вибраций, указанные выше.
Расположение описанных ранее краев щели по отношению к отражателю может меняться, так как оно определяется относительным перемещением упомянутых краев, приводящeм к смещению периферической выступающей части отражателя в направлении к продольному краю корпуса космического аппарата.
Два частных варианта расположения, которые, кстати, можно реализовывать в комбинации, характеризуются особыми преимуществами.
В первом варианте расположения указанные края щели определяют поперечное положение щели отражателя от одного края до другого, причем общее направление этой щели приблизительно ортогонально указанной оси контейнера. Части отражателя могут быть сложены одна с другой вблизи средней линии щели, и обращенные друг к другу края частей отражателя могут при сближении ложиться друг на друга, приближаться к продольному краю корпуса, к периферической, выступающей части отражателя. Указанная щель может совпадать с диаметром так, что упомянутые части отражателя представляют собой половинки отражателя, причем эти половинки отражателя соединены друг с другом вблизи центра отражателя. Как вариант указанная щель может проходить вне оси отражателя так, что его части оказываются разных размеров, а связаны они между собой с использованием шарнира. Согласно еще одному варианту конструкции эти части отражателя связаны между собой вблизи периферической части отражателя, например, с помощью шарниров (шаровой шарнир, шарнир с осью, гибкое сочленение и др.), расположенных на краях указанной щели, и описанные края частей отражателя, расположенные друг против друга, удаляются друг от друга с тем, чтобы продольный край корпуса сблизился с выступающей периферической частью отражателя. В этом варианте части отражателя, ограниченные этой щелью, могут быть как равными, так и неравными.
Согласно второму варианту расположения (которое может дополнять первый вариант или быть дополненным этим вариантом) указанные края щели, обращенные друг к другу, определяют положение щели в радиальном направлении, причем основное направление расположенной по радиусу щели будет примерно параллельно оси контейнера.
В патенте US-A-3176303 уже был описан антенный отражатель с центральной жесткой частью, от которой по радиусу расходится целый ряд лепестков в виде секторов, образуя антенный отражатель, причем каждый лепесток изготовлен из жесткого материала, способного подвергаться упругой деформации такой, что он может либо под усилием принимать изогнутое положение, что соответствует свернутому состоянию хранения отражателя, либо спонтанно переходить в развернутую позицию, образуя вогнутый диск, что соответствует рабочему положению развернутого отражателя. При этом переход от свернутого положения к развернутому состоянию осуществляется исключительно за счет упругих свойств лепестков, которые были предварительно деформированы. В свернутом состоянии соседние края прилегающих друг к другу лепестков накладываются попарно друг на друга; в конструкции предусмотрено средство (типа пояса, расположенного по периферии), которое удерживает эти лепестки в сложенном состоянии отражателя, и этот пояс срабатывает по команде.
В известной конструкции антенного отражателя число лепестков достаточно велико, и в свернутом положении он имеет форму тюльпана, что не позволяет поместить его поперек по отношению к корпусу космического аппарата в периферийном пространстве между этим корпусом и описанным выше контейнером и так, чтобы он прилегал к указанному корпусу.
Таким образом, в патенте US-A-3176303 не решены проблемы экономии свободного пространства внутри космического аппарата в продольном направлении и проблема вибраций, что является целью настоящего изобретения.
В патенте US-A-5574472 и в патенте ЕР-A-0534110 описан антенный отражатель, состоящий из одной детали, изготавливаемой из упругодеформируемого материала; отражатель в свернутом состоянии способен принимать форму лотка за счет использования стяжки, отстегивающейся по команде и которая располагается между двумя диаметрально расположенными на краях отражателя точками. В этой свернутой позиции отражателя в форме лотка его верхний край выступает за габариты корпуса и при разворачивании сдвигается наружу, и, таким образом, отражатель не может быть укрыт в конусной части контейнера.
В рамках описания двух приведенных патентов нельзя достичь цели, указанной в настоящем изобретении. Более того, описанная выше стяжка представляет собой препятствие или по крайней мере затруднение, когда речь идет о кривизне корпуса космического аппарата и кривизне отражателя в свернутом состоянии в случае, когда этот отражатель изготовлен в виде одной детали, что не позволяет ни контролировать с необходимой точностью форму отражателя в свернутом состоянии, ни его оптимальное расположение относительно корпуса космического аппарата.
При сравнении технических характеристик известных ранее устройств и предлагаемой конструкции отметим, что:
- первой особенностью настоящего изобретения является то, что изготавливается отражатель, способный к упругой деформации и
состоящий из ограниченного числа частей, которые способны укладываться частично друг на друга прилегающими зонами, что позволяет:
* увеличить размеры отражателя,
* обеспечить большую вместимость упомянутого контейнера,
* лучше контролировать форму отражателя в свернутом состоянии путем концентрации упругих деформаций в ограниченных зонах,
- второй особенностью настоящего изобретения является возможность фиксировать указанный отражатель в свернутом состоянии на корпусе космического аппарата, что позволяет:
* успешнее бороться с вибрацией, испытываемой отражателем, когда он находится в свернутом состоянии,
* лучше контролировать форму отражателя в свернутом состоянии,
* использовать уже известные конструкции удерживающих механизмов.
В отражателе согласно настоящему изобретению такими срабатывающими по команде устройствами для удержания отражателя могут быть конструкции, фиксирующие прилегающие друг к другу края и прикрепляющие их к корпусу космического аппарата. Как вариант они могут удерживать части отражателя на корпусе космического аппарата независимо друг от друга.
Отметим, что в случае, если скомбинировать два варианта расположения краев упомянутой выше щели, то становится возможной более плотная укладка отражателя вокруг корпуса космического аппарата и его более тесное прилегание к корпусу. Преимуществом изобретения является возможность использовать "плавающие", то есть не закрепленные на опоре, но управляемые по команде средства фиксации сборки в состоянии, когда края щели, расположенной по радиусу, укладываются друг на друга.
Кроме того, для взаимного удерживания частей отражателя, когда он находится в развернутом состоянии, в конструкции предусмотрены связки, допускающие взаимное перемещение указанных краев в свернутом положении отражателя, но одновременно эти приспособления играют свою связывающую роль, когда отражатель находится в развернутом состоянии. В случае использования пригодных для укладки друг на друга краев роль таких связок могут играть ленты, способные автоматически терять свою гибкость, но сохраняющие ее при их сжатии; они располагаются поперек по отношению к указанным щелям и прикрепляются к отражателю с одной и с другой стороны от щели. При использовании конструкции, когда края способны удаляться друг от друга, такие связки могут быть оборудованы пружинами, работающими на растяжение.
Прилагаемые к описанию чертежи помогают лучше понять суть изобретения. На этих чертежах для одних и тех же деталей использована единая нумерация.
На фиг. 1 схематически изображен вид сзади антенного отражателя в развернутом виде как один из вариантов реализации настоящего изобретения.
На фиг. 2 также схематически изображен вид сзади варианта антенного отражателя, изображенного на фиг. 1, но в свернутом состоянии.
На фиг. 3A и 3B показано в соответствии с фиг. 1 и 2 устройство гибкой связи, позволяющее избежать относительного перемещения половинок отражателя, когда он находится в развернутом состоянии.
На фиг. 4 схематически изображен отражатель согласно варианту фиг. 1 и 2 в позиции на периферии космического аппарата, но под защитным контейнером ракеты-носителя.
На фиг. 5A и 5В показано устройство фиксации отражателя на корпусе космического аппарата, как это изображено на фиг. 4, в разрезе по линии V-V, соответственно в свернутой позиции и в свободном состоянии.
На фиг. 6 подобно изображению на фиг. 4 показан вариант расположения отражателя под защитным контейнером ракеты-носителя.
На фиг. 7 в позиции закрепления показано в виде разреза по линии VII-VII фиг. 6 устройство для фиксации отражателя на корпусе космического аппарата.
На фиг. 8, как и на фиг. 1, показан вариант антенного отражателя согласно изобретению в развернутом состоянии.
На фиг. 9 изображено фиксирующее устройство для антенного отражателя, представленного на фиг. 8 в свободном состоянии.
На фиг. 10 и 11 схематически представлены варианты реализации антенного отражателя согласно изобретению как вид сзади в раскрытом состоянии.
На фиг. 12 схематически изображен вид спереди варианта реализации, представленный на фиг. 11 в позиции, когда отражатель уложен вдоль корпуса космического аппарата.
На фиг. 13 изображен шарнир, монтируемый на периферии двух частей отражателя, изображенного на фиг. 11 и 12.
Антенный отражатель 1 согласно настоящему изобретению, схематически изображенный на фиг. 1 и 2, представляет собой конструкцию, близкую к вогнутому диску, и он состоит из двух половинок 1A и 1B, разделенных по диаметру щелью 2, идущей от одного края диска до другого. В центре отражателя 1 имеется жесткое основание 3, которое сзади, то есть с выпуклой стороны отражателя, снабжено держателем 4; другой конец держателя, не расположенный напротив основания 3, снабжен шарнирным устройством. Конструкция шарнирного устройства, служащего для удержания отражателя на корпусе космического аппарата, известна и потому не изображена. В примере, показанном на фиг. 1, когда отражатель 1 находится в развернутом состоянии, держатель 4 расположен перпендикулярно щели 2, идущей вдоль всего диаметра.
Каждая из половинок 1A и 1В отражателя 1 изготавливается из материала, способного выдерживать упругие деформации, например из ткани на основе углеродных нитей. При необходимости на задней выпуклой поверхности отражателя могут устанавливаться планки жесткости (не показаны).
В развернутом состоянии отражателя (фиг. 1) идущая вдоль всего диаметра щель 2 ограничена краями соответственно 5A и 5B, а относительная позиция краев 5A и 5B обеспечивается гибкими стяжками 6, расположенными перпендикулярно щели.
Как это более детально показано на фиг. 3A, каждая стяжка 6 может представлять собой отрезок упругой и гибкой ленты, неплоской в сечении подобно ленте рулетки, и она закрепляется своими концами соответственно: на половине отражателя 1A - зажимом 7, а на половине 1B - зажимом 8.
Кроме того, на одной и на другой половинках отражателя 1A и 1B с одной и с другой стороны щели 2 имеются отверстия 9 и 10.
Как это показано на фиг. 2 и 3B, отражатель 1 может занимать свернутое положение, "складываясь" вокруг основания 3 и меняя кривизну, когда края 5A и 5B в зоне перекрытия оказываются одно над другим, причем по мере отхода от центра отражателя эта зона перекрытия возрастает. В этом свернутом состоянии стяжки 6 оказываются в ненатянутом состоянии, а отверстия 9 и 10 - одно напротив другого.
Как это изображено схематически на фиг. 4, отражатель 1 может храниться в удлиненном контейнере 12 вдоль оси Х-Х, например в отсеке ракеты-носителя, состоящем из цилиндрической части 12A, над которой имеется коническая часть 12B, причем отражатель 1 устанавливается в боковом пространстве на периферии 13 вдоль корпуса космического аппарата 14 между ним и цилиндрической частью 12A защитного контейнера 12. Как правило, отражатель 1 связан с корпусом космического аппарата 14 с помощью держателя 4 (не показанного на фиг. 4) с шарниром в нижней части корпуса.
В этом положении для хранения края 5A и 5B половинок отражателя 1A и 1B перекрываются (зона 11), и эти половинки отражателя испытывают максимальную упругую деформацию относительно оси Х-Х перпендикулярно щели 2 с тем, чтобы расположиться вдоль корпуса 14.
Благодаря излому отражателя 1 относительно щели 2 видно, что периферическая часть 1S отражателя 1, выступающая над корпусом 14 космического аппарата, приближается к центру контейнера 12 и верхней плоскости 14S корпуса и, следовательно, может быть расположена в коническом отсеке 12B контейнера.
В позиции хранения, изображенной на фиг. 4, отражатель 1, кроме того, удерживается пиротехническими зажимами 15, проходящими через расположенные друг против друга отверстия 9 и 10, выполненные в половинках отражателя 1A и 1B (см. фиг. 5A), и зажимы закрепляются на корпусе 14 космического аппарата.
Таким образом, при запуске космического аппарата 14 отражатель находится в контейнере 12, как это показано на фиг. 4, жестко удерживаемый в свернутом состоянии. После сбрасывания контейнера 12 и отделения спутника 14 приводятся в действие пиротехнические зажимы 15, и они освобождают половинки отражателя 1A и 1B от корпуса космического аппарата (см. фиг. 5B). Затем под действием собственной упругости отражатель распрямляется так, чтобы самостоятельно принять положение развернутого состояния, показанное на фиг. 1, при этом держатель 4 поворачивается (что не показано на фиг. 1, но представляется очевидным) с тем, чтобы отделить отражатель от корпуса космического аппарата 14.
На фиг. 6 изображен вариант фиксации отражателя 1 в свернутом состоянии. В этом случае (см. также фиг. 7) половинки отражателя 1A и 1B удерживаются связанными с корпусом космического аппарата 14 с помощью и индивидуальных пиротехнических зажимов 16, укрепляемых на корпусе и проходящих через отверстия 17. Отдельные пиротехнические зажимы 16 при этом находятся вне зоны перекрытия 11.
На фиг. 8 изображен вариант реализации изобретения 1.1 отражателя 1 согласно настоящему описанию, способный еще точнее сопрячься с конической частью 12B контейнера 12. В этом варианте половина отражателя 1A в свою очередь разделяется пополам на две отдельные части 1A1 и 1A2 идущей вдоль радиуса щелью 18, при этом находящиеся друг против друга края 19A1 и 19A2 способны перекрываться, как это происходит с краями 5A и 5B. В свернутом положении этот вариант отражателя еще плотнее прилегает к корпусу космического аппарата 14.
Для удержания краев 19A1 и 19A2 используются стяжки 6, 7 и 8. Кроме того, на указанных частях 1A1 и 1A2 выполнены отверстия, соответственно 20 и 21, оказывающиеся одно против другого, когда края 19A1 и 19A2 перекрываются (см. фиг. 9), и, таким образом, через них может проходить пиротехнический зажим 22. Этот пиротехнический зажим 22 может быть "плавающим", то есть не соединенным с корпусом космического аппарата 14.
Разумеется, при разворачивании отражателя 1, изображенного на фиг. 8, пиротехнический зажим 22 также приводится в действие.
В варианте реализации изобретения 1.2, изображенном схематически на фиг. 10, вогнутый диск отражателя представляет собой сборку двух неравных частей 23A и 23B, разделенных щелью 24, не совпадающей с диаметром и пересекающей диск с одного края до другого вне его центра, но перпендикулярно оси Х-Х. Большая часть 23B связана с жестким основанием 3, которое в свою очередь укреплено на держателе 4. Меньшая часть 23A снабжена расположенным в середине жестким основанием 25, связанным с жесткой опорой 3 с помощью шарнира 26. Очевидно, что благодаря щели 24 и шарниру 26 изображенная конструкция 1.2 может занимать свернутое положение, подобное тому, что изображено на фиг. 2, 4 и 6 при варианте реализации изобретения 1; единственным отличием при этом будет то, что щель 24 проходит не по диаметру, а части 23A и 23B не являются равными.
В варианте реализации 1.3, схематически изображенном на фиг. 11 и 12, так же как и в варианте 1.2, показанном на фиг. 10, щель 27, не совпадает с диаметром конструкции, и она проходит через вогнутый диск отражателя от одного края до другого, разделяя его на две неравные части 28A и 28B, из которых большая часть связана с жестким основанием 3 и держателем 4 с шарниром. Указанные части отражателя 28A и 28B связаны друг с другом вблизи периферической зоны отражателя с помощью шарниров 29, 30 таким образом, что обращенные друг к другу края щели 27 могут взаимно удаляться (см. позицию 31 на фиг. 12) с тем, чтобы приблизить периферическую выступающую часть 1S отражателя 1.3 в направлении к верхней плоскости 14S корпуса 4. Устройство с пружиной 32, работающей на растяжение и действующей против расширения щели 27, позволяет жестко скрепить друг с другом части 28A и 28B в развернутой позиции.
Как это показано на фиг. 13, каждый из расположенных на периферии шарниров 29, 30 может представлять собой серьгу с осью вращения 33.
Хотя во всем предыдущем описании речь идет только об одном отражателе 1, 1.1, 1.2 или 1.3, связанном с корпусом космического аппарата 14, очевидно, что такой вариант реализации изобретения никак не ограничивает общность настоящего изобретения. Действительно, на практике возможна установка двух направленных в противоположные стороны отражателей подобной конструкции, связанных с указанным корпусом космического аппарата 14, как это, например, описано в патенте US-A-5644 22. В соответствии с особенностями конструкции в ней предусмотрены пиротехнические зажимы 15, 16, 22.
Изобретение относится к антенным отражателям, например, искусственных спутников Земли или межпланетных зондов. Техническим результатом является достижение динамического равновесия и снижение уровня вибраций отражателя при сохранении возможности увеличения его размеров. В настоящем изобретении речь идет об антенном отражателе 1 для космического аппарата 14, выдерживающем упругие деформации и способном переходить от свернутого состояния к развернутому состоянию, причем этот переход, хотя бы частично, происходит под действием его собственной упругости. Согласно изобретению этот отражатель отличается тем, что устройство 1 разделено на две части 1A, 1B щелью с обращенными друг к другу краями 5A, 5B, в свернутом состоянии этого отражателя 1 обращенные друг к другу края 5A, 5B частей устройства перемещаются друг относительно друга в 11 так, что периферическая выступающая часть 1S отражателя 1 сближается с продольным краем 14S упомянутого космического аппарата. 14 з.п. ф-лы, 13 ил.
| US 5644322 A, 01.07.1997 | |||
| РЕФЛЕКТОР (ВАРИАНТЫ) | 1996 |
|
RU2093934C1 |
| EP 0534110 A1, 31.03.1993 | |||
| СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВНУТРЕННИХ НАПРЯЖЕНИЙ В ПОКРЫТИЯХ | 0 |
|
SU293877A1 |
