Упругодеформируемый отражатель антенны для космического летательного аппарата

 

Изобретение относится к упругодеформируемому отражателю антенны, предназначенному для космического летательного аппарата, такого как искусственный спутник или автоматическая межпланетная станция. Техническим результатом является обеспечение возможности отражателю антенны охватывать наилучшим образом корпус космического летательного аппарата и, следовательно, уменьшить периферийные габаритные размеры отражателя, при этом улучшить контроль формы и вибраций отражателя в свернутом положении. Отражатель (1) антенны предназначен для космического летательного аппарата (14) и выполнен так, что может упругодеформироваться и переходить из свернутого в развернутое положение по меньшей мере частично под действием своей собственной упругости. Отражатель характеризуется тем, что содержит по меньшей мере одну линию изгиба (2, 3), общее направление которой по меньшей мере приблизительно параллельно оси Х-Х оболочки, вокруг которой складывается отражатель (1) в свернутом положении. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к упругодеформируемому отражателю антенны, предназначенному для космического летательного аппарата такого, как искусственный спутник или автоматическая межпланетная станция.

Известно, что такие устройства, как антенны, панели солнечных батарей и т. д. , соединяемые с каким-либо космическим летательным аппаратом, должны складываться, чтобы их можно было установить в летательный аппарат-носитель (в ракету, челночный космический летательный аппарат) и развертываться после выброса из аппарата-носителя, чтобы принять рабочее положение.

Кроме того, известны аналогичные устройства, устроенные таким образом, чтобы они были упругодеформируемыми, причем чтобы эти устройства могли бы принимать упругодеформируемое либо свернутое, либо развернутое положение. В качестве примера можно привести следующие.

В патенте US-A-3521290 описан отражатель антенны, выполненный из одной детали, изготовленной из упругодеформируемого материала и снабженный центральным жестким основанием, к которому присоединено множество радиальных ребер, жестко соединенных с выпуклой поверхностью отражателя и соединенный с помощью упругого шарнирного соединения с центральным основанием. Таким образом, отражатель антенны может принимать свернутое положение в виде тюльпана, которое не вызывает постоянной деформации отражателя, а переход из свернутого положения в развернутое положение в виде вогнутого диска может осуществляться под действием упругой энергии, накопленной при свертывании конструкции антенны. Управляемые средства удерживания, состоящие из пояса с пиротехническими болтами, который охватывает свернутый отражатель и расположен с противоположной стороны относительно центрального основания, предусмотрены для удерживания отражателя и радиальных ребер в свернутом положении под напряжением.

В патенте US-A-4133501 описана панель солнечной батареи для космического летательного аппарата, выполненная из одной упругодеформируемой детали для того, чтобы панель могла устанавливаться либо в свернутое изогнутое под напряжением положение, в котором панель солнечной батареи прилегает к наружной выпуклой поверхности космического летательного аппарата, либо в развернутое плоское положение, в котором она выступает из наружной поверхности, причем переход из изогнутого свернутого положения в развернутое положение осуществляется благодаря упругому расширению панели солнечной батареи. В свернутом изогнутом положении панель солнечной батареи удерживается прижатой к наружной поверхности космического летательного аппарата с помощью замков, установленных на этой поверхности.

В патенте US-A-4926181 описан отражатель антенны, состоящий из одной детали, изготовленной из упругодеформируемого материала, который может быть свернут в форме цилиндра и удерживаться в этом положении зажимами. Нижележащая складываемая конструкция может раскладываться и принимать развернутое рабочее положение под действием сил упругого расширения.

В патенте US-A-5644322 описан отражатель антенны, состоящий из центрального жесткого основания с большой поверхностью, охватываемого периферийным кольцом в форме усеченного конуса, который выполнен из упругодеформируемого материала. Этот документ показывает, кроме того, что отражатель используется при запуске космического летательного аппарата для установки последнего в продолговатую оболочку, например, выполненную в виде детали, состоящей из цилиндра и конуса, которая образует, например, верхний обтекатель ракеты-носителя, при этом отражатель одной антенны или нескольких антенн космического летательного аппарата расположен сбоку относительно корпуса последнего в периферийном пространстве, ограниченном корпусом и оболочкой. Таким образом, благодаря такой конструкции, можно немного уменьшить габаритные размеры отражателя, находящегося внутри оболочки, осуществляя на какое-то время упругую деформацию периферийного кольца, при этом отражатель приобретает форму, по меньшей мере напоминающую приблизительно форму желоба, охватывающего сбоку корпус. Отражатель удерживается в этом положении в форме желоба поясом, открытие которого управляется с помощью электропривода и который охватывает корпус и отражатель на уровне центра основания, причем пояс отгибает упругодеформируемое кольцо в направлении к корпусу, опираясь на две диаметрально противоположные точки кольца. После выбрасывания в пространство отражатель может принять рабочее положение в результате устранения пояса и возвращения периферийного кольца в стабильно развернутое положение под действием упругого расширения. Можно легко понять, что в таком устройстве уменьшение габаритных размеров отражателя в свернутом положении относительно размеров отражателя в развернутом положении ограничено. Действительно, из-за большого диаметра центрального жесткого основания боковое усилие сжатия может прилагаться только к периферийному кольцу, так что уменьшение боковых габаритных размеров является относительно небольшим. Кроме того, следует отметить, что в свернутом положении отражатель, выполненный согласно патенту US-A-5644322, не удерживается жестко, в результате он подвергается воздействию вибраций, создаваемых во время запуска. Вследствие этого могут возникнуть трудности при динамической балансировке и при амортизации вибраций отражателя, и даже могут иметь место повреждения отражателя и окружающих его предметов.

В патенте US-A-5574472 и патенте EP-A-0534110 описан отражатель антенны, который выполнен из одной детали, изготовленной из упругодеформируемого материала и может принимать свернутое положение в форме желоба благодаря тяговой связи с управляемым разрывом, расположенной между двумя диаметрально противоположными точками периферии отражателя. Следует отметить, что в положении, свернутом в форме желоба, отражатель не может из-за своей относительной жесткости прилегать плотно к боковому контуру корпуса. Вследствие этого невозможно обеспечить оптимальные габаритные размеры отражателя, находящегося в свернутом положении. Следует отметить, что тяговая связь образует препятствие или же по крайней мере создает трудности при установке корпуса космического летательного аппарата в вогнутость отражателя в свернутом положении. Вариант выполнения отражателя из одной детали не позволяет обеспечивать ни точный контроль формы отражателя в свернутом положении, ни оптимальный охват корпуса космического летательного аппарата.

В основу настоящего изобретения поставлена задача устранения этих недостатков и обеспечения возможности отражателю антенны охватывать наилучшим образом корпус космического летательного аппарата и, следовательно, уменьшить периферийные габаритные размеры отражателя, при этом улучшить контроль формы и вибраций отражателя в свернутом положении.

Поставленная задача согласно изобретению решается тем, что отражатель антенны для космического летательного аппарата установлен в продолговатой оболочке, расположенной вдоль оси таким образом, чтобы отражатель располагался сбоку относительно корпуса космического летательного аппарата в периферийном пространстве, заключенном между корпусом и оболочкой, при этом отражатель может упруго деформироваться таким образом, чтобы - в положении, когда он находится снаружи оболочки, отражатель мог бы принимать развернутое стабильно положение без упругого напряжения, которое соответствует его рабочему положению, - в положении, когда отражатель находится внутри оболочки, отражатель мог бы принимать в результате упругого свертывания вокруг оси оболочки свернутое положение, которое позволило бы ему охватывать сбоку корпус, причем отражатель удерживается в свернутом положении с помощью управляемых средств удержания, - переход отражателя из его свернутого положения в развернутое положение осуществлялся бы с помощью, по меньшей мере частично, под действием освобожденной энергии, накопленной в отражателе при его упругом свертывании, чтобы обеспечить переход из развернутого положения в свернутое положение, причем отражатель содержит по меньшей мере одну линию изгиба, общее направление которой по меньшей мере приблизительно параллельно оси оболочки и вокруг которой складывается отражатель в свернутом положении.

Согласно другому варианту выполнения настоящего изобретения предусмотрено, чтобы управляемые средства удержания жестко крепили отражатель к корпусу космического летательного аппарата.

Итак, можно легко понять, что согласно настоящему изобретению решаются задачи периферийных габаритных размеров и вышеупомянутых вибраций. Действительно, благодаря линии или линиям изгиба можно выполнить острые углы изгиба, которые обеспечат улучшение прилегания к боковому контуру корпуса (особенно, если он выполнен в виде обычно используемого прямоугольного параллелепипеда), тогда как управляемые средства удержания устраняют в значительной степени собственные вибрации отражателя. Кроме того, следует отметить, что линии изгиба усиливают жесткость отражателя, способствуя уменьшению вибраций.

Итак, из сравнения с вышеупомянутым предшествующим уровнем техники, - первая особенность настоящего изобретения заключается в том, что упругодеформируемый отражатель, выполненный по меньшей мере из двух частей, соединенных одной линией изгиба позволяет - увеличить емкость в оболочке; - лучше контролировать форму отражателя в свернутом положении, концентрируя при этом наибольшую часть упругой деформации в ограниченных зонах изгиба; - вторая особенность настоящего изобретения заключается в том, что осуществляют крепление отражателя в свернутом положении на корпусе летательного аппарата, что позволяет: - лучше контролировать вибрации отражателя в свернутом положении;
- лучше контролировать форму отражателя в свернутом положении;
- использовать известные механизмы удержания для других целей.

В частности, в случае, если корпус космического летательного аппарата имеет форму прямоугольного параллелепипеда, выгодно, чтобы отражатель антенны содержал две параллельные линии изгиба, которые ограничивают одну промежуточную часть и две боковые части. Таким образом, в случае, если отражатель находится в свернутом положении, промежуточная часть может прижиматься к поверхности корпуса летательного аппарата, в то время как каждая боковая часть отражателя может быть отогнута в направлении к прилегающей боковой поверхности корпуса, освобождая полностью верхнюю и нижнюю поверхность этого корпуса.

Выгодно, чтобы каждая линия изгиба, например линия, состоящая из линии небольшой толщины отражателя, накапливала бы при изгибе отражателя вокруг этой линии упругую энергию, достаточную для того, чтобы перевести, когда она освобождена, сразу же отражатель из свернутого положения в развернутое положение. Напротив, в случае, если каждая линия изгиба обладает небольшой упругостью или же недостаточной упругостью, чтобы разогнуть отражатель и обеспечить его возвращение в рабочее положение можно предусмотреть вспомогательные упругие средства, например, в виде тяговой пружины, чтобы перевести отражатель из свернутого положения в развернутое положение.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием наилучших вариантов воплощения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
фиг. 1 изображает общий вид сзади одного варианта выполнения отражателя антенны в развернутом положении согласно изобретению;
фиг. 2 - отражатель, расположенный вокруг спутника под обтекателем космического летательного аппарата-носителя, согласно изобретению;
фиг. 3A и 3В - в блокированном положении и в деблокированном положении устройство удержания отражателя на корпусе спутника вдоль линии Ill-III на фиг. 2 согласно изобретению;
фиг. 4 - вариант расположения отражателя под обтекателем летательного аппарата-носителя согласно изобретению;
фиг. 5 - вариант выполнения отражателя, расположенного вокруг спутника, согласно изобретению.

Отражатель 1 антенны (фиг. 1 и 2) имеет форму, похожую приблизительно на форму вогнутого диска, снабженного двумя линиями изгиба 2 или 3. Эти линии изгиба являются параллельными и ограничивают в отражателе 1 антенны промежуточную часть 1А и две боковые части 1В и 1C.

Отражатель 1 выполнен из упругодеформируемого материала, например из ткани, изготовленной из волокон углерода, а линии изгиба 2 и 3 могут быть образованы линиями с небольшой толщиной отражателя. В случае необходимости располагают прутки жесткости (не изображены) на задней выпуклой поверхности отражателя 1, снаружи линий изгиба 2 и 3.

В центре отражателя 1 предусмотрено жесткое основание 4, которое соединено с задней стороны, т.е. с выпуклой стороны отражателя с соединительным рычагом 5, конец которого, расположенный напротив основания 4, предназначен для шарнирного соединения, которое выполнено известным образом (не показано) к корпусу космического летательного аппарата. Соединительный рычаг 5 параллелен линиям изгиба 2 и 3.

Таким образом, отражатель 1 (фиг. 2) может принимать свернутое положение вокруг корпуса 6 космического летательного аппарата с прерывистостью кривой линии на уровне линий изгиба 2 и 3. В этом свернутом положении промежуточная часть 1A и боковые части 1В и 1C могут прилегать соответственно к трем боковым последовательно расположенным поверхностям, попарно, по две прилегающие друг к другу части упомянутого корпуса 6.

Как схематически показано на фиг. 2, отражатель может быть установлен в продолговатой оболочке 7, расположенной вдоль продольной оси X-X, например, в обтекателе космической ракеты-носителя, причем отражатель 1 располагается в боковом периферийном пространстве 8, заключенном между корпусом 6 космического летательного аппарата и оболочкой 7, линии изгиба 2 и 3 параллельны оси X-X. Согласно обычно используемому способу (представлен на фиг. 4) отражатель 1 соединен с корпусом 6 космического летательного аппарата с помощью рычага 5, шарнирно закрепленного на нижней части корпуса.

В положении, изображенном на фиг. 2, отражатель 1 удерживается пиротехническими штифтами 9, которые жестко прикреплены к корпусу космического летательного аппарата и проходят через ушки 10, предусмотренные на боковых частях отражателя 1В и 1C (фиг. 3A).

Таким образом, во время запуска космического летательного аппарата отражатель 1 находится в обтекателе 7 (фиг. 2), жестко удерживается в его свернутом положении вокруг линий изгиба 2 и 3. После сбрасывания обтекателя 7 и выбрасывания космического летательного аппарата пиротехнические штифты 9 приводятся в действие, и они освобождают части 1В и 1С отражателя корпуса 6 спутника (см. фигуру 3В). Вследствие этого, отражатель 1 расправляется, чтобы принять развернутое положение (фиг. 1), при этом рычаг 5 толкает отражатель (не изображен), чтобы вывести отражатель из корпуса 6 космического летательного аппарата.

Выгодно, чтобы при складывании отражателя 1 вокруг корпуса 6 космического летательного аппарата, каждая линия изгиба 2 и 3 накапливала упругую энергию, достаточную для того, чтобы перевести сразу же отражатель из свернутого положения (фиг. 2) в развернутое положение (фиг. 1) после освобождения пиротехнических штырей 9.

В случае, если упругая энергия, накопленная в линиях изгиба 2 и 3 окажется недостаточной, можно предусмотреть вспомогательные упругие средства 11, которые будут способствовать развертыванию отражателя. Такие вспомогательные упругие средства 11 могут содержать тяговую пружину, усилие которой направлено в направлении, противоположном направлению изгиба вокруг линий 2 и 3.

На фиг. 4, показана установка двух отражателей 1, обозначенных соответственно позициями 1.1 и 1.2, вокруг корпуса 6 космического летательного аппарата. Эти два отражателя 1.1 и 1.2 расположены напротив друг друга относительно корпуса 6, при этом боковая часть 1В одного отражателя жестко закреплена к боковой части 1C другого отражателя.

Согласно варианту выполнения, изображенному на фиг. 5, отражатель 1 имеет на своих боковых частях 1В и 1C, части 12, выступающие наружу, которые могут быть использованы для его крепления к корпусу 6. В любых вариантах выполнения, в которых используют два отражателя, расположенные напротив друг друга (фиг. 4), можно обеспечить отбор усилий и удержание одного отражателя на другом.

Формула изобретения

1. Отражатель (1) антенны для космического летательного аппарата для установки в продолговатую оболочку (7), расположенную вдоль оси X-X так, чтобы он располагался сбоку относительно корпуса летательного аппарата в периферийном пространстве (8) между корпусом (6) и оболочкой (7), причем отражатель имеет свойство упругой деформации, при этом в положении, когда отражатель (1) находится снаружи оболочки (7), он принимает развернутое стабильное положение без упругого напряжения, соответствующее его рабочему положению; в положении, когда отражатель (1) находится внутри оболочки (7), он принимает в результате упругого свертывания вокруг оси Х-Х оболочки свернутое положение, которое позволяет охватывать сбоку корпус (6), причем отражатель удерживается в свернутом положении с помощью управляемых средств удержания (9), и переход отражателя из свернутого положения в развернутое положение осуществляется по меньшей мере частично под действием освобожденной энергии, накопленной в отражателе при упругом свертывании, чтобы обеспечить его переход из развернутого положения в свернутое положение, отличающийся тем, что отражатель (1) содержит по меньшей мере одну линию изгиба (2, 3), общее направление которой по меньшей мере приблизительно параллельно оси Х-Х оболочки, вокруг которой находится отражатель (1) в свернутом положении.

2. Отражатель антенны по п.1, отличающийся тем, что содержит две параллельные линии изгиба (2, 3), ограничивающие промежуточную часть (1А) и две боковые части (1В, 1С).

3. Отражатель антенны по п.1 или 2, отличающийся тем, что каждая линия изгиба (2, 3) предназначена для накопления энергии, достаточной для перевода отражателя (1) из свернутого положения в развернутое положение после того, как он освобожден.

4. Отражатель антенны по п.1 или 2, отличающийся тем, что к отражателю на каждой линии изгиба присоединены вспомогательные упругие средства (11) для перевода отражателя (1) из свернутого положения в развернутое положение.

5. Отражатель антенны по любому из пп.1 - 4, отличающийся тем, что отражатель (1) закреплен на корпусе (6) космического летательного аппарата посредством управляемых средств удержания (9).

6. Отражатель антенны по любому из пп.1 - 5, отличающийся тем, что, по меньшей мере боковая часть (1В) отражателя (1) имеет часть (12), выступающую наружу и предназначенную для его крепления к корпусу.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5