КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ Российский патент 2004 года по МПК B64G1/00 B64G1/44 

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при проектировании КА с радиотехническими и оптическими системами.

Известен КА разработки ЦСКБ г. Самара, чертежи 11Ф624 0200-0 (разработки 80-х годов, прототип), состоящий из корпуса и диаметрально расположенных, консольно закрепленных на корпусе КА панелей солнечных батарей (СБ). Общий вид КА изображен на фиг.1. На фиг.2 изображены панели СБ в раскрытом положении. На фиг.3 - эпюра распределения поперечных ускорений при колебательных процессах.

Недостатком описанной конструкции является низкая производительность КА, т.к. при переходных процессах (переориентации КА или программных поворотах) из-за консольного закрепления, малой изгибной жесткости панели и значительных расстояний между центром масс КА и местом закрепления панели на корпус КА длительное время действуют знакопеременные силы и моменты. Вследствие этого возникают ограничения по времени на функционирование оптических и радиотехнических систем КА.

Целью настоящего изобретения является увеличение производительности работы КА (времени работы его оптических и радиотехнических систем) путем уменьшения времени затухания угловых колебаний КА.

Поставленная задача решается тем, что в космическом аппарате, состоящем из корпуса и солнечной батареи, между каждой панелью СБ и корпусом установлены многозвенные раскладывающиеся подкосы, причем одни концы подкосов шарнирно закреплены на корпусе КА, а другие концы шарнирно закреплены на панелях СБ в точках, выбранных из условия равенства суммы инерционных сил при поперечных колебаниях консольных и корневых частей панелей, при этом продольные оси подкосов проходят через центр масс КА.

На фиг.4 изображен общий вид КА. На фиг.5 - эпюра распределения поперечных ускорений по длине панели.

На корпусе КА 1 (фиг.1) закреплены кронштейны 2, с помощью которых шарнирно закреплены панели СБ 3, состоящие из корневых частей 4 (фиг.5) длиной l₁, консольных частей 5 длиной l₂ и складывающихся многозвенных подкосов 6. Одни концы подкосов 6 шарнирно связаны с кронштейнами 7 корпуса КА 1. Другие концы подкосов 6 шарнирно закреплены на каждой из панелей 3 в точке х_п, которая выбрана из условия минимизации следующих интегралов:

где m(х) - распределенная масса на длине панели;

у(х)=f(x)·sinωt - поперечные перемещения конструкции панели при изгибных колебаниях;

ƒ(x) - форма 1-го тона изгибных колебаний панели;

ω - собственная круговая частота 1-го тона изгибных колебаний.

Кронштейны 7 установлены таким образом, чтобы продольные оси подкосов 6 пересекались в центре масс КА.

После вывода КА на орбиту раскрываются панели СБ 3.

Подкосы 6 раскладываются, образуя пространственную конструкцию, у которой форма поперечных колебаний панели СБ будет соответствовать фиг.5.

Заявленное техническое решение приводит к сокращению длительности переходных процессов, что, в свою очередь, ведет к увеличению времени, в течение которого КА выполняет свою функциональную задачу.

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при проектировании космических аппаратов с радиотехническими и оптическими системами. Космический аппарат состоит из корпуса и панелей солнечных батарей. Между корпусом и каждой панелью солнечной батареи установлены многозвенные раскладывающиеся подкосы, причем одни концы подкосов шарнирно закреплены на корпусе космического аппарата, а другие концы шарнирно закреплены на панелях солнечной батареи в точках, выбранных из условия равенства суммы инерционных сил консольных и корневых частей панелей при поперечных колебаниях, при этом продольные оси подкосов проходят через центр масс космического аппарата. Технический результат - сокращение длительности переходных процессов, увеличение времени, в течение которого космический аппарат выполняет свою функциональную задачу. 5 ил.

Космический аппарат, состоящий из корпуса и панелей солнечных батарей, отличающийся тем, что между корпусом и каждой панелью солнечной батареи установлены многозвенные раскладывающиеся подкосы, причем одни концы подкосов шарнирно закреплены на корпусе космического аппарата, а другие концы шарнирно закреплены на панелях солнечной батареи в точках, выбранных из условия равенства суммы инерционных сил консольных и корневых частей панелей при поперечных колебаниях, при этом продольные оси подкосов проходят через центр масс космического аппарата.