КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ Российский патент 2015 года по МПК B64G1/22 B64G1/44 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании космических аппаратов с радиотехническими и оптическими системами.

Известен космический аппарат патент RU 2231484, 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.

Недостатком описанного космического аппарата (КА) является низкая производительность КА из-за длительного времени «успокоения» колебаний панелей солнечных батарей и космического аппарата в целом после программных разворотов КА, т.к. влияние знакопеременных сил и моментов при колебаниях панелей солнечной батареи полностью не устраняется, а подкосы имеют недостаточную изгибную жесткость в силу их многозвенной конструкции с шарнирами и защелками в местах сочленения звеньев, а также из-за ограничений по массе подкосов, что не позволяет выбрать требуемое поперечное сечение звеньев подкоса. Также трудно обеспечить прохождение продольной оси подкоса через центр масс КА в силу конструктивно-компоновочных решений, принятых для разных космических аппаратов, а также изменения центра масс по мере выработки расходуемых компонентов (топлива) за время функционирования КА, что в конечном итоге влияет на функционирование оптических и радиотехнических систем КА.

Наличие раскладываемых многозвенных подкосов уменьшает вероятность раскрытия панелей батареи солнечной, что снижает надежность КА.

Задачей настоящего изобретения является увеличение производительности работы КА, а также повышения надежности КА за счет исключения многозвенных подкосов.

Поставленная задача решается тем, что в КА, содержащем корпус и панель солнечной батареи, которая закреплена на раме, представляющей собой стержневую ферменную конструкцию в виде пирамиды, основание которой в исходном положении, с одной стороны, посредством пиросредств закреплено на корпусе космического аппарата, а, с другой стороны, шарнирно также на корпусе, при этом в рабочем положении вершина пирамиды своей осью взаимодействует с защелкой, жестко закрепленной на корпусе космического аппарата.

Выполнение рамы в виде пирамиды позволяет получить высокую изгибную жесткость всей панели, а фиксация за вершину позволяет отказаться от подкосов.

Заявленный КА приведен на чертежах.

Фиг.1 - общий вид КА.

Фиг.2 - вид по стрелке А на фиг.1.

Фиг.3 - вид по стрелке Б на фиг.2.

Фиг.4 - выносной элемент В на фиг.1.

Заявленное техническое решение содержит корпус КА 1 (фиг.1), на котором закреплена рама 2, представляющая собой стержневую конструкцию в виде пирамиды, основание 3 которой в исходном положении, с одной стороны, посредством пиросредств 4 закреплено на корпусе КА 1, а, с другой стороны, с помощью кронштейнов 5 шарнирно закреплено также на корпусе КА 1, панель солнечной батареи 6, закрепленную на раме 2 с вершиной пирамиды 7, которая в рабочем положении, посредством оси 8 взаимодействует с защелкой 9, установленной на корпусе КА 1 (фиг.4).

Процесс отвода рамы 2 с панелью солнечной батареи 6 происходит следующим образом.

После выведения КА 1 на орбиту срабатывают пиросредства 4, и рама 2, на которой установлена панель солнечной батареи 6, расфиксируется и отводится в рабочее положение, где вершина пирамиды 7 рамы 2, посредством оси 8, фиксируется защелкой 9, закрепленной на корпусе КА 1, при этом рама 2 с панелью солнечной батареи 6 образуют пространственную конструкцию, которая максимально исключает продольные и поперечные колебания.

Заявленное техническое решение позволит увеличить производительность работы КА (время работы его оптических и радиотехнических систем) путем уменьшения времени затухания угловых колебаний КА после его программных разворотов за счет повышения частоты и уменьшения амплитуды колебаний панелей солнечной батареи, а также повысить надежность КА за счет исключения многозвенных подкосов.

Изобретение относится к средствам крепления на космическом аппарате (КА) элементов оборудования, в частности солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус (1) и панель (6) СБ, закрепленную на раме (2) в виде стержневой ферменной конструкции, имеющей форму скошенной пирамиды. Основание (3) пирамиды шарнирно закреплено с помощью кронштейнов (5) на корпусе (1) КА. В исходном положении оно фиксируется пиросредствами (4). В рабочем положении вершина (7) пирамиды взаимодействует с защелкой (см. поз «В»), жестко закрепленной на корпусе (1) КА. Конструкция рамы (2) и ее крепления обладают повышенной жесткостью. Этим обеспечивается повышение частоты и уменьшение амплитуды колебаний панелей СБ, возникающих вследствие программных разворотов КА и других маневров. Техническим результатом изобретения является повышение надежности КА и увеличение времени его активного функционирования путем уменьшения времени затухания угловых колебаний КА. 4 ил.

Космический аппарат, содержащий корпус и панель солнечной батареи, отличающийся тем, что панель солнечной батареи закреплена на раме, представляющей собой стержневую ферменную конструкцию в виде пирамиды, основание которой в исходном положении с одной стороны посредством пиросредств закреплено на корпусе космического аппарата, а с другой стороны шарнирно - также на корпусе, при этом в рабочем положении вершина пирамиды своей осью взаимодействует с защелкой, жестко закрепленной на корпусе космического аппарата.