ЗОНТИЧНАЯ АНТЕННА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Российский патент 2018 года по МПК H01Q15/16 

Изобретение относится к космической технике, в частности к зеркальным антеннам со складным рефлектором зонтичного типа, применяемым в составе космических аппаратов (КА) с длительным сроком эксплуатации на орбите (не менее 15 лет).

В настоящее время на телекоммуникационных спутниках широко используются зеркальные антенны со складным рефлектором зонтичного типа - см. конструкции таких антенн (например, с диаметром раскрыва рефлектора от 4 до 12 м): второй, третий и четвертый абзацы сверху на стр. 9 и первый абзац сверху на стр. 10 в монографии «Гряник М.В., Ломан В.И.. Развертываемые зеркальные антенны зонтичного типа. М.: «Радио и связь», 1987» [1]. Также известна подобная антенна на основе патента US №6104358 [2]. Рефлекторы вышеуказанных антенн в общем виде конструктивно представляют собой жесткие несущие ребра, шарнирно присоединенные к центральной ступице, вдоль которых прикреплено сетеполотно с радиоотражающей поверхностью с образованием, например, параболической формы, с обеспечением натяжения сетеполотна между ребрами после раскрытия их с помощью механизма раскрытия рефлектора из транспортировочного (стартового) положения в рабочее (орбитальное) положение.

В известных технических решениях [1], [2] механизмы раскрытия рефлекторов выполняют с применением для каждого несущего ребра пластинчатых пружин - пружинных приводов или электродвигателей - электромеханических приводов, создающих на всем угле раскрытия рефлектора усилия раскрытия каждого несущего ребра с движущим (вращающим) моментом не более величины, действующей в момент начала раскрытия рефлектора из транспортировочного в рабочее положение.

Анализ опыта разработки высокоточных (со среднеквадратичным отклонением профиля рефлектора от теоретического не более 1 мм) рефлекторов с диаметром раскрыва от 4 до 12 м показывает, что с точки зрения массовых затрат на их механизмы раскрытия предпочтительнее применение пружинных приводов (с обеспечением одинаковой надежности раскрытия): механизм раскрытия рефлектора с электромеханическим приводом ≈ в 3-5 раз тяжелее механизма раскрытия с пружинным приводом.

В то же время на основе [1], [2] в случае применения электромеханического привода для раскрытия каждого несущего ребра величина усилия раскрытия его остается постоянной на всем угле раскрытия рефлектора, а в случае применения пружинного привода для раскрытия каждого несущего ребра величина усилия раскрытия его в угле раскрытия рефлектора уменьшается от максимально допустимой (в момент начала раскрытия рефлектора из транспортировочного положения) и до минимально допустимой (в момент окончания раскрытия рефлектора в рабочем положении), т.е. это означает, что в начальный момент раскрытия рефлектора в случае применения пружинного привода он раскрывается с большей скоростью, чем в конце раскрытия: но, как показывает опыт изготовления высокоточных рефлекторов (среднеквадратичное отклонение профиля от теоретического не более 1 мм) с диаметром раскрыва (4-12) м, с точки зрения надежного раскрытия рефлектора (исключения запутывания его формообразующей структуры: шнуров, вспомогательных ребер и т.п.) скорость раскрытия рефлектора в начальный период должна быть минимальной (оптимальной), для чего величина усилия раскрытия ребер должна быть близкой к величине усилия раскрытия их на заключительном этапе их раскрытия. В то же время, как показал проведенный авторами анализ, величина усилия раскрытия несущего ребра высокоточного рефлектора в момент полного раскрытия в рабочее положение для натяжения сетеполотна, контурных шнуров, а также для исключения влияния на раскрытый рефлектор (на точность формы его профиля) ньютоновского поля сил и центробежных сил вследствие движения центра масс КА на орбите (см. стр. 23-29 (2. Предварительный анализ моментов гравитационных сил) в монографии: В.В. Белецкий. Движение искусственного спутника относительно центра масс. «Наука», М., 1965 г.) должна быть в 2-2,5 раза больше минимально необходимого (допустимого) усилия для полного раскрытия рефлектора. Но увеличение этого усилия в 2-2,5 раза потребует увеличения в 2-2,5 раза максимально допустимого усилия, действующего в начальный момент, что еще сильнее ухудшит надежность раскрытия рефлектора в начальный момент.

Таким образом, существенными недостатками известного технического решения [2], который выбран авторами за прототип, являются:

- недостаточно высокая функциональная надежность механизма раскрытия в случаях его применения для раскрытия в рабочее положение высокоточных рефлекторов с диаметром раскрыва более 4 м, т.к. отказ одной из сдублированных пружин (см. поз. 23 или 25 на фиг. 3 и 4) приводит к нарушению требуемого рабочего профиля рефлектора из-за рассогласования его силовой схемы;

- повышенная скорость раскрытия рефлектора на начальном этапе раскрытия рефлектора из транспортировочного в рабочее положение, снижающая надежность раскрытия рефлектора;

- усилие в момент полного раскрытия рефлектора недостаточно для натяжения контурных шнуров, предусмотренных в конструкции высокоточных рефлекторов, а также для исключения отрицательного влияния факторов орбитального полета на требуемую форму профиля рефлектора.

Анализ источников информации показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предложенной авторами зонтичной антенны космического аппарата является техническое решение согласно [2].

Вышеуказанная известная антенна включает в себя облучающую систему и рефлектор на основе [2], который содержит следующие основные элементы (см. фиг. 1-4), где жесткие несущие ребра 18, расположенные радиально относительно центральной ступицы 12 и шарнирно соединенные с ней; эти ребра 18 образуют каркас, поддерживающий радиоотражающую поверхность, образованную с применением сетеполотна 16, упруго натянутого между ребрами 18. При свертывании рефлектора ребра 18 складываются к оси симметрии зеркала с помощью механизма раскрытия рефлектора, включающего сдублированные пластинчатые пружинные приводы 23 и 25 для каждого несущего ребра 18.

Как было показано выше, указанное известное техническое решение обладает существенными недостатками, а именно:

недостаточно высокой функциональной надежностью раскрытия высокоточного крупногабаритного рефлектора (в том числе на начальном этапе его раскрытия) из транспортировочного в рабочее положение и обладает низкой надежностью обеспечения точности рабочей формы радиоотражающей поверхности в конце раскрытия его в условиях эксплуатации антенны на орбите.

Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеперечисленных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается выполнением конструкции зонтичной антенны космического аппарата, содержащей облучающую систему и рефлектор, включающий в себя жесткие несущие ребра, расположенные в рабочем положении радиально относительно центральной ступицы и шарнирно соединенные с ней, радиоотражающую поверхность, образованную с применением сетеполотна, сформированную в виде клиньев, упруго натянутых по их радиальным границам между ребрами, контурные шнуры, соединенные с клиньями и упруго натянутые между концами ребер, вспомогательные ребра одинакового количества, расположенные в каждом секторе между соседними несущими ребрами, и механизм раскрытия рефлектора из транспортировочного (стартового) положения в рабочее (орбитальное) положение, включающий в себя механически связанный в зоне центральной ступицы с каждым несущим ребром привод для создания усилия раскрытия соответствующего несущего ребра в процессе раскрытия рефлектора в рабочее положение таким образом, что:

1. Каждый пружинный привод выполнен с упругим элементом в виде цилиндрической винтовой пружины растяжения, связанной через рычажную систему и устройство подтягивания с указанным несущим ребром, причем устройство подтягивания выполнено обеспечивающим подтягивание ребер на заключительном этапе раскрытия рефлектора в рабочее положение - в процессе необходимого рабочего натяжения сетеполотна и контурных шнуров, при этом пружинные приводы в механизме раскрытия рефлектора сдублированы общим электромеханическим линейным приводом, выходной шток которого посредством с ним связанных гибких тяг, равных по количеству количеству несущих ребер, соединен с рычажной системой каждого вышеуказанного пружинного привода каждого несущего ребра.

2. Пружины, рычажные системы, гибкие тяги выполнены с применением немагнитного материала с малым температурным расширением, например, с применением титанового сплава ВТ 14, что и является существенными отличительными признаками представляемого авторами технического решения.

В результате анализа, проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого технического решения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемой зонтичной антенне космического аппарата.

Сущность предложенного авторами изобретения поясняется фиг. 5-11, где в качестве примера изображена антенна со складываемым осесимметричным параболическим высокоточным рефлектором (например, с диаметром раскрыва 10 м и среднеквадратичным отклонением профиля от теоретического не более 1 мм) зонтичного типа.

Фиг. 5 - изображен общий вид предложенной авторами зонтичной антенны в рабочем положении (на орбите, а также при наземных испытаниях), где 1 - облучающая система с радиопрозрачной (диэлектрической) стойкой; 2 - рефлектор; 2.1 - жесткие несущие ребра с заданным (в конструкторской документации) параболическим профилем (например, 16 шт, изготовленные из высокомодульного углеродного волокна); 2.2 - центральная ступица, изготовленная, например, из трехслойной сотовой панели с обшивками из углепластика или органопластика; 2.3 - сетеполотно из металлического материала (например, золоченое сетеполотно трикотажного плетения из молибденовой проволоки); 2.4 – упруго натянутые между концами несущих ребер контурные шнуры (например, изготовленные из полиимидных ниток); 2.5 - жесткие вспомогательные ребра, имеющие номинальные профили, соответствующие конкретным местам их установки, расположены в каждом секторе между соседними несущими ребрами 2.1 равномерно, например выполнены из углепластика в виде изогридной конструкции; 2.6 - натяжная нить; 2.7 - механизм раскрытия для перевода рефлектора из транспортировочного (стартового) положения в рабочее (орбитальное) положение с фиксацией несущих ребер в рабочем положении; 2.8 - элементы системы зачековки (для фиксации несущих ребер и вспомогательных ребер в транспортировочном положении антенны).

Фиг. 6 - изображена схема расположения антенны в транспортировочном положении, где 2.1 - несущие ребра; 2.2 - центральная ступица; 2.8 - элементы системы зачековки.

Фиг. 7 - изображен механизм раскрытия 2.7 каждого несущего ребра 2.1 (рефлектора) в рабочем положении на орбите, где 2.7.1 - электромеханический привод; 2.7.2 - деформируемая тяга; 2.7.3 - рычажная система; 2.7.4 - пружина (с упругим элементом в виде цилиндрической винтовой пружины растяжения); 2.1 - несущее ребро; 2.2 - центральная ступица.

Фиг. 8 - изображен пружинный привод механизма раскрытия несущего ребра (рефлектора) в рабочем положении на орбите, где 2.1 - несущее ребро; 2.2 - центральная ступица; 2.7.3 - рычажная система; 2.7.4 - пружина; 2.7.5 - тяга; 2.7.6 - копир; 2.7.7 - крючок (профилированный); 2.7.8 - петля; 2.1.1 - кронштейн несущего ребра.

Фиг. 9 - изображено устройство подтягивания пружинного привода механизма раскрытия несущего ребра (рефлектора) в рабочем положении на орбите, где 2.1 - несущее ребро; 2.1.1 - кронштейн несущего ребра; 2.2 - центральная ступица; 2.7.4 - пружина; 2.7.5 - тяга; 2.7.6 - копир; 2.7.7 - крючок; 2.7.8 - петля; 2.7.9 - упор.

Фиг. 10 - изображено устройство подтягивания (несущего ребра) пружинного привода механизма раскрытия несущего ребра (рефлектора), когда оно в промежуточном положении функционирования на орбите, где: 2.2 - центральная ступица; 2.7.4 - пружина; 2.7.6 - копир; 2.7.7 - крючок; 2.7.9 - упор.

Фиг. 11 - изображен механизм раскрытия несущего ребра (рефлектора), когда он в транспортировочном положении, где: 2.1 - несущее ребро; 2.7.1 - электромеханический привод; 2.7.1.1 - шток электромеханического привода; 2.7.2 - деформируемая тяга; 2.7.3 - рычажная система; 2.7.4 - пружина; 2.7.8 - крючок.

В предложенной антенне (согласно фиг. 5-11):

- зонтичная антенна космического аппарата содержит облучающую систему 1 и рефлектор 2, включающий в себя жесткие несущие ребра 2.1. Они расположены в рабочем положении радиально относительно центральной ступицы 2.2 и шарнирно соединены с ней. Радиоотражающая поверхность образована с применением сетеполотна 2.3, сформирована в виде клиньев, упруго натянутых по их радиальным границам между ребрами 2.1. Контурные шнуры 2.4 соединены с клиньями и упруго натянуты между концами ребер 2.1. Вспомогательные ребра 2.5 одинакового количества расположены в каждом секторе между соседними несущими ребрами 2.1. Механизм раскрытия 2.7 рефлектора из транспортировочного (стартового) положения в рабочее (орбитальное) положение включает в себя механически связанный в зоне центральной ступицы 2.2 с каждым несущим ребром 2.1 автономный пружинный привод с упругим элементом, создающим усилие раскрытия соответствующего несущего ребра 2.1 на всем угле раскрытия рефлектора 2. Каждый автономный пружинный привод выполнен с упругим элементом в виде цилиндрической винтовой пружины растяжения 2.7.4, связанной через рычажную систему 2.7.3 и крючок 2.7.7 устройства подтягивания (см. фиг. 9) с несущим ребром 2.1 (2.1.1; 2.7.8), причем выполнен с возможностью увеличения усилия раскрытия несущего ребра 2.1 перед фиксацией его в рабочем положении в результате срабатывания устройства подтягивания (см. фиг. 8 и 9). При этом пружинные приводы в механизме раскрытия 2.7 рефлектора сдублированы электромеханическим линейным приводом 2.7.1, выходной шток 2.7.1.1 которого посредством с ним связанных деформируемых гибких тяг 2.7.2, равных по количеству количеству несущих ребер 2.1, соединен с рычажной системой 2.7.3 каждого вышеуказанного пружинного привода каждого несущего ребра 2.1.

- механизм раскрытия рефлектора 2.7 установлен на центральной ступице 2.2 (изготовленной, например, из трехслойной сотовой панели с применением обшивок из углепластиковых (или органопластиковых) листов) с расположением всех элементов механизма раскрытия симметрично относительно штока 2.7.1.1 (см. фиг. 11), ось симметрии которого совпадает с осью симметрии рефлектора;

- пружины 2.7.4, рычажные системы 2.7.3, гибкие тяги 2.7.2 выполнены с применением немагнитного материала с небольшим температурным расширением, например, с применением титанового сплава ВТ 14.

Функциональные и конструктивные особенности предложенной антенны, обеспечивающие выполнение целей изобретения (что подтверждено опытными работами по реализации предложенного авторами технического решения):

1) пружинные приводы высоконадежно обеспечивают раскрытие несущих ребер (и рефлектора) в рабочее положение при отсутствии питания на электромеханическом приводе (имитация отказа электромеханического привода);

2) электромеханический привод надежно обеспечивает раскрытие несущих ребер (и рефлектора) в случае отсутствия (демонтажа) в составе конструкции от одной пружины до всех пружин (имитация отказа пружин);

3) при совместной работе пружинных приводов и электромеханического привода (на него подано рабочее напряжение питания) гарантированно обеспечивается раскрытие ребер (и рефлектора) в требуемое рабочее положение.

Развертывание рефлектора антенны в рабочее положение на орбите производится следующим образом.

В исходном положении антенна установлена на космическом аппарате и находится в свернутом (транспортировочном) положении (см. фиг. 6). После выведения космического аппарата на рабочую орбиту и раскрытия солнечных батарей раскрытие антенны осуществляется следующим образом.

Блок управления космического аппарата подает напряжение питания на электромеханический привод, затем подает команду на срабатывание замка системы зачековки 2.8 рефлектора 2 и рефлектор, в том числе несущие ребра, освобождаются от заневоленного состояния и включается в работу механизм раскрытия рефлектора. Под одновременным воздействием электромеханического привода и пружинных приводов каждое несущее ребро и рефлектор раскрываются с оптимальной скоростью раскрытия (в течение 3-5 минут, обеспечивающие высоконадежное раскрытие рефлектора) в рабочее положение - при этом и электромеханический привод, и пружинные приводы работают на всем угле раскрытия рефлектора, а в конце раскрытия движущий (вращающий) момент резко увеличивается за счет срабатывания устройства подтягивания, тем самым гарантированно обеспечив установку несущих ребер на рабочие опоры в результате натяжения сетеполотна и контурных шнуров до рабочего состояния (достаточного для обеспечения среднеквадратичного отклонения профиля рефлектора от теоретического не более 1 мм).

Анализ данных испытаний антенны с опытно изготовленными рефлекторами (например, с диаметрами раскрыва из диапазона от 4 до 12 м), выполненными согласно предложенному техническому решению, показал, что в результате реализации предложенной конструкции рефлектора обеспечивается высоконадежное раскрытие рефлектора на всем угле раскрытия, в т.ч. в начальный период его раскрытия, и стабильность рабочей формы радиоотражающей поверхности рефлектора после его раскрытия, при и после воздействия эксплуатационных факторов в процессе проведения ресурсных испытаний, т.е. достигается цель изобретения.

Изобретение относится к космической технике, в частности к зеркальным антеннам со складным рефлектором зонтичного типа, применяемым в составе космических аппаратов (КА) с длительным сроком эксплуатации на орбите (не менее 15 лет). Заявленная зонтичная антенна космического аппарата содержит облучающую систему и рефлектор, включающий в себя жесткие несущие ребра, расположенные в рабочем положении радиально относительно центральной ступицы и шарнирно соединенные с ней, радиоотражающую поверхность, образованную с применением сетеполотна, сформированную в виде клиньев, упруго натянутых по их радиальным границам между ребрами, контурные шнуры, соединенные с клиньями и упруго натянутые между концами ребер, вспомогательные ребра одинакового количества, расположенные в каждом секторе между соседними несущими ребрами, и механизм раскрытия рефлектора из транспортировочного (стартового) положения в рабочее (орбитальное) положение, включающий в себя механически связанный в зоне центральной ступицы с каждым несущим ребром привод для создания усилия раскрытия соответствующего несущего ребра в процессе раскрытия рефлектора в рабочее положение, при этом каждый пружинный привод выполнен с упругим элементом в виде цилиндрической винтовой пружины растяжения, связанной через рычажную систему и устройство подтягивания с указанным несущим ребром, причем устройство подтягивания выполнено обеспечивающим подтягивание ребер на заключительном этапе раскрытия рефлектора в рабочее положение - в процессе необходимого рабочего натяжения сетеполотна и контурных шнуров, при этом пружинные приводы в механизме раскрытия рефлектора сдублированы общим электромеханическим линейным приводом, выходной шток которого посредством с ним связанных гибких тяг, равных по количеству несущих ребер, соединен с рычажной системой каждого вышеуказанного пружинного привода каждого несущего ребра. Технический результат заключается в обеспечении высоконадежного раскрытия рефлектора на всем угле раскрытия, в т.ч. в начальный период его раскрытия, стабильности рабочей формы радиоотражающей поверхности рефлектора после его раскрытия, при и после воздействия эксплуатационных факторов в процессе проведения ресурсных испытаний. 1 з.п. ф-лы, 11 ил.

1. Зонтичная антенна космического аппарата, содержащая облучающую систему и рефлектор, включающий в себя жесткие несущие ребра, расположенные в рабочем положении радиально относительно центральной ступицы и шарнирно соединенные с ней, радиоотражающую поверхность, образованную с применением сетеполотна, сформированную в виде клиньев, упруго натянутых по их радиальным границам между ребрами, контурные шнуры, соединенные с клиньями и упруго натянутые между концами ребер, вспомогательные ребра одинакового количества, расположенные в каждом секторе между соседними несущими ребрами, и механизм раскрытия рефлектора из транспортировочного (стартового) положения в рабочее (орбитальное) положение, включающий в себя механически связанный в зоне центральной ступицы с каждым несущим ребром привод для создания усилия раскрытия соответствующего несущего ребра в процессе раскрытия рефлектора в рабочее положение, отличающаяся тем, что каждый пружинный привод выполнен с упругим элементом в виде цилиндрической винтовой пружины растяжения, связанной через рычажную систему и устройство подтягивания с указанным несущим ребром, причем устройство подтягивания выполнено обеспечивающим подтягивание ребер на заключительном этапе раскрытия рефлектора в рабочее положение - в процессе необходимого рабочего натяжения сетеполотна и контурных шнуров, при этом пружинные приводы в механизме раскрытия рефлектора сдублированы общим электромеханическим линейным приводом, выходной шток которого посредством с ним связанных гибких тяг, равных по количеству несущих ребер, соединен с рычажной системой каждого вышеуказанного пружинного привода каждого несущего ребра.

2. Зонтичная антенна космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что пружины, рычажные системы, гибкие тяги выполнены с применением немагнитного материала с малым температурным расширением, например с применением титанового сплава BT 14.