Зонтичная антенна космического аппарата



Зонтичная антенна космического аппарата
Зонтичная антенна космического аппарата
Зонтичная антенна космического аппарата
Зонтичная антенна космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2427948:

Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева (RU)

Изобретение относится к космической технике. Зонтичная антенна состоит из вынесенного облучателя и раскрываемого рефлектора, включающего в себя центральный узел с фланцем со стороны раскрыва рефлектора, шарнирно соединенный с ним силовой каркас, выполненный в виде спиц, механически связанный с сетеполотном, ступицы, прикрепленной к центральному узлу с противоположной стороны от раскрыва рефлектора, которая в районе свободного торца с помощью оттяжек единым центром соединена со спицами, устройство поворота и наведения рефлектора. Устройство поворота и наведения рефлектора выполнено состоящим из двух узлов: первого узла, обеспечивающего начальный поворот в пространстве нераскрытого рефлектора на рабочий угол в широком диапазоне, причем его фланец присоединен к торцу штанги космического аппарата, и второго узла, обеспечивающего после раскрытия сетеполотна в рабочее положение уточняющее наведение рефлектора в пространстве в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на угол в узком диапазоне, при этом его фланец прикреплен к фланцу центрального узла рефлектора со стороны раскрыва. Техническим результатом является обеспечение минимизации величин импульсов моментов сил, возникающих при эксплуатации рефлектора на орбите, и потребного коэффициента жесткости штанги космического аппарата, обеспечивая тем самым снижение массы его. 4 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к зеркальным антеннам с раскрываемым (развертываемым) крупногабаритным (с диаметром 10-12 м и более) осенесимметричным рефлектором зонтичного типа с вынесенным облучателем.

В настоящее время на телекоммуникационных спутниках широко используются зонтичные антенны с развертываемым крупногабаритным (осесимметричным или осенесимметричным) рефлектором: см. конструкции таких антенн на стр. 7-12 в монографии «Гряник М.В., Ломан В.И.. Развертываемые зеркальные антенны зонтичного типа. М.: «Радио и связь», 1987» [1], согласно патентам Российской Федерации (РФ) №№2350519 [2], 2370865 [3].

Вышеуказанные антенны, установленные на космических аппаратах, на участке выведения их на рабочую орбиту находятся в свернутом, транспортировочном положении.

После выведения космического аппарата в рабочую точку орбиты рефлектор антенны из транспортировочного положения в требуемое рабочее положение, например, согласно [2] (стр. 9, колонка 10), раскрывается в следующей последовательности:

- осуществляются выдвижение и поворот штанги космического аппарата и прикрепленного к ней рефлектора в транспортировочном положении в соответствующее рабочему рефлектору положение;

- после этого раскрывается сетеполотно рефлектора в рабочее (штатное) положение.

Таким образом, после выведения космического аппарата в рабочую точку орбиты рефлектор антенны с помощью специального устройства раскрывается из транспортировочного положения в требуемое рабочее положение, а затем (в дальнейшем периодически в процессе эксплуатации, например, в случае перенацеливания) наводится, с необходимой точностью, например, на заданную область облучения. Известна конструкция вышеуказанного устройства согласно источнику: "INTERNAL THALES ALENIA SPACE. Reference: 200468125K. Ref Ext: AM5-ADPM-TN-091158. Date: 10/09/2009. Issue: 01. Page: 6/22, 7/22, 8/22" [4]. Известное устройство [4] (см. фиг.1) поворота и наведения рефлектора антенны (ADPM) включает в себя следующие основные элементы: 4 - устройство поворота и наведения рефлектора 2' антенны (1' - вынесенный облучатель антенны; 5 - корпус космического аппарата; X, Y - оси космического аппарата); 4.1 - первый узел, включающий в себя первый привод вращения вокруг первой оси - вокруг оси Y0 устройства 4 с первым фланцем 4.1.1, присоединенным неподвижно с корпусом 5 космического аппарата; 4.2 - второй узел, включающий в себя второй привод вращения вокруг второй оси - вокруг оси Х0 устройства 4 с первым фланцем второго привода вращения 4.2.1, соединенным неподвижно с торцом штанги 3, другой свободный конец которой неподвижно присоединен к ступице 2'.4 рефлектора 2', имеющего относительно небольшой диаметр, например, до 3 м; поворот рефлектора 2' в требуемое рабочее положение (до наведения рефлектора с требуемой точностью на заданную область облучения) происходит благодаря одновременной работе обоих узлов 4.1 и 4.2 (см. на странице 6/22 раздел 4), а наведение рефлектора с требуемой точностью на заданную область облучения включением в работу обоих узлов 4.1 и 4.2 по раздельности (согласно заданной циклограмме их работы). На фиг.2 изображена принципиальная схема антенны с рефлектором, имеющим относительно небольшой диаметр, например, до 3 м, где: вынесенный облучатель 1'; рефлектор 2', включающий в себя: центральный узел 2'.1 с фланцем 2'.1.1; шарнирно соединенный с ним силовой каркас, выполненный в виде спиц 2'.2, механически связанный с сетеполотном 2'.3; ступицу 2'.4 (или мачту), прикрепленную к центральному узлу 2'.1 с противоположной стороны от раскрыва рефлектора 2'; оттяжки 2'.5; O2 - вершина рефлектора; Х2' и Y2' - оси рефлектора; 5 - корпус космического аппарата.

На фиг.3 изображена принципиальная схема наведения рефлектора антенны с относительно небольшим диаметром (например, до 3 м) и крупногабаритного рефлектора с диаметром, например, 12 м, где: X, Y - оси космического аппарата; Х0, Y0 - вторая и первая оси вращения устройства 4 поворота и наведения рефлектора антенны; ωy0, ωx0 - направления вращения рефлектора 2' (или 2) вокруг осей вращения вышеуказанного устройства 4; 5 - корпус космического аппарата; r2', r2 - расстояние от осей симметрии рефлекторов 2', 2 до оси Х космического аппарата.

Проведенный анализ показал (см. фиг.3), что, когда известное устройство [4] применяется для обеспечения работы рефлектора 2' относительно небольших разметов (с диаметром до 3 м, массой до 5 кг), удаленного в условиях эксплуатации на орбите от оси, например, X космического аппарата на относительно небольшое расстояние (около ≈3 м), возмущающие космический аппарат импульсы момента силы, возникающие в процессе наведения (или периодического уточнения наведения рефлектора в процессе эксплуатации, а также при перенацеливании рефлектора на новую требуемую область облучения), относительно невелики и, следовательно, затраты рабочего тела системы ориентации и стабилизации (СОС), необходимые для парирования этих возмущений, также относительно небольшие.

Когда это известное устройство [4] применяется для обеспечения работы рассматриваемого крупногабаритного рефлектора 2, (например, с диаметром 12 м, массой до 40-100 кг), удаленного в условиях эксплуатации на орбите от оси, например, X космического аппарата на расстояние, равное не менее размера диаметра рефлектора, возмущающие космический аппарат импульсы момента сил, возникающие в процессе вышеуказанных наведений рефлектора (например, при вращении его вокруг оси Х космического аппарата), существенно возрастают (как показывают расчеты, не менее чем на два порядка), т.е. потребные расходы рабочего тела также существенно возрастут (см. Л.И.Каргу. Система угловой стабилизации космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1980; л.10 (второй абзац снизу), л.11), т.к., например, в случае вращательного движения рефлектора вокруг оси Х космического аппарата в процессе наведения рефлектора (как известно из теории: см. Л.А.Сена. Единицы физических величин и их размерности. - М.: Наука, 1988; стр.154-158)

,

где М - момент силы;

ΔL - прирост момента количества движения;

Δτ - время действия момента силы;

J - момент инерции рефлектора;

m - масса рефлектора;

r - расстояние от оси рефлектора до оси космического аппарата;

Δω - прирост величины угловой скорости вращения рефлектора вокруг оси космического аппарата в процессе наведения его) имеем следующую оценку отношения величин импульсов моментов сил, возникающих в процессе наведения рефлекторов с диаметром 12 м и 3 м:

Кроме того, как показал анализ, возникновение больших величин импульсов моментов сил при наведении рефлектора, соединенного с космическим аппаратом с относительно длинной штангой, потребует для обеспечения заданной точности наведения выполнения штанги с более высоким коэффициентом жесткости (для уменьшения величины деформации штанги), т.е. штанга должна быть выполнена с более высокой массой.

Таким образом, существенными недостатками крупногабаритного рефлектора антенны, в составе конструкции которого применяется известное устройство поворота и наведения рефлектора, являются относительно большие импульсы момента силы, возникающие при наведении рефлектора на заданную область облучения, и необходимость увеличения жесткости штанги, обуславливающие увеличение массы космического аппарата.

Как показал анализ, проведенный авторами, наилучшим образом (с обеспечением минимально возможной массы дополнительной конструкции и простоты управления рефлектором) вышеуказанные недостатки устраняются следующим образом: в составе конструкции рефлектора необходимо предусмотреть устройство поворота его в пространстве и наведения, обеспечивающее два режима его работы:

1) после выведения штанги с прикрепленным к ней нераскрытым рефлектором в требуемую рабочую зону начальный поворот рефлектора в пространстве на требуемый рабочий угол (например, в диапазоне (30-35)°);

2) после раскрытия сетеполотна в рабочее положение уточнение рабочего положения - наведение рефлектора путем поворота его в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на требуемый уточненный угол (например, в диапазоне ±3,5° с погрешностью не более 20'').

Таким образом, на основе проведенного авторами анализа, устройство поворота и наведения рефлектора должно содержать два фланца: первый фланец должен быть прикреплен как можно ближе к вершине рефлектора - к расположенному со стороны раскрыва рефлектора фланцу центрального узла и должен обеспечивать уточняющий поворот этого фланца (с раскрытым рефлектором) на требуемый рабочий угол в диапазоне ±3,5° с погрешностью не более 20''; второй фланец должен быть соединен с торцом штанги (например, с применением принципа шарнирного соединения) и обеспечивать начальный поворот этого фланца устройства (т.е. устройства поворота и наведения с нераскрытым рефлектором) на требуемый рабочий угол в диапазоне (30-35)°.

Наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемой зонтичной антенны космического аппарата является антенна, выполненная с применением устройства [4].

Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеперечисленных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается выполнением конструкции зонтичной антенны космического аппарата, состоящей из вынесенного облучателя и раскрываемого рефлектора, включающего в себя центральный узел с фланцем со стороны раскрыва рефлектора, шарнирно соединенный с ним силовой каркас, выполненный в виде спиц, механически связанный с сетеполотном, ступицу, прикрепленную к центральному узлу с противоположной стороны от раскрыва рефлектора, которая в районе свободного торца с помощью оттяжек единым центром соединена со спицами, устройство поворота и наведения рефлектора, таким образом, что рефлектор снабжен устройством поворота и наведения рефлектора, состоящим из двух узлов: первого узла, обеспечивающего начальный поворот в пространстве нераскрытого рефлектора после выдвижения его в рабочую зону на рабочий угол в широком диапазоне, причем его фланец, например, являющийся вторым фланцем устройства, соединен с торцом штанги космического аппарата, и второго узла, обеспечивающего после раскрытия сетеполотна в рабочее положение уточняющее наведение рефлектора в пространстве в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на угол в узком диапазоне, при этом его фланец, например, являющийся первым фланцем устройства, прикреплен к фланцу центрального узла рефлектора, что и является, по мнению авторов, существенным отличительным признаком предлагаемого 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 изобретения поясняется фиг.4, где изображен общий вид предложенной авторами зонтичной антенны космического аппарата, которая содержит следующие основные элементы: вынесенный облучатель 1; раскрываемый рефлектор 2, включающий в себя центральный узел 2.1, шарнирно соединенный с ним силовой каркас, выполненный в виде спиц 2.2, механически связанный с сетеполотном 2.3; ступицу 2.4, прикрепленную к центральному узлу 2.1 с противоположной стороны от раскрыва рефлектора 2, которая в районе свободного торца с помощью оттяжек 2.5 единым центром соединена со спицами 2.2; устройство поворота и наведения рефлектора 2.7, состоящее из двух узлов: первого узла 2.7.1, обеспечивающего начальный поворот в пространстве нераскрытого рефлектора 2 на рабочий угол в широком диапазоне, причем его фланец 2.7.1.1, являющийся вторым фланцем устройства 2.7, соединен с торцом 3.1 штанги 3 космического аппарата; и второго узла 2.7.2, обеспечивающего после раскрытия сетеполотна 2.3 в рабочее положение уточняющий поворот рефлектора 2 в пространстве в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, проходящих через вершину O2 рефлектора, на угол в узком диапазоне, при этом его фланец 2.7.2.1, являющийся первым фланцем устройства 2.7, прикреплен к фланцу 2.1.1 центрального узла рефлектора 2, расположенному со стороны раскрыва рефлектора 2 вблизи вершины O2 рефлектора.

В условиях эксплуатации предложенной антенны на орбите позиционирование (расположение) ее рефлектора относительно облучателя или относительно заданной области излучения с требуемой погрешностью не более 20'' осуществляют следующим образом.

В исходном положении космический аппарат выведен в рабочую точку орбиты (с определенной погрешностью).

По командам с Земли или в автоматическом режиме по командам бортового блока управления позиционирование рефлектора в штатное рабочее положение осуществляется в следующей последовательности:

- выдвигается в рабочую зону штанга 3 космического аппарата и присоединенное к его торцу 3.1 вторым фланцем 2.7.1.1 устройство поворота и наведения рефлектора 2.7, к первому фланцу 2.7.2.1 которого прикреплен рефлектор 2 в свернутом положении;

- включается в работу первый узел 2.7.1 устройства поворота и наведения рефлектора 2.7 и осуществляется поворот свернутого рефлектора 2 на заданный начальный рабочий угол поворота (например, из диапазона (30-35)° для компоновки антенны на космическом аппарате в случае применения для вывода его на орбиту ракеты-носителя типа «Протон-М»);

- осуществляется раскрытие сетеполотна 2.3 рефлектора 2 в рабочее положение;

- с учетом данных телеметрических измерений параметров антенны включается в работу второй узел 2.7.2 устройства поворота и наведения рефлектора 2.7: происходит наведение рефлектора 2 на облучатель (или на заданную область облучения) с погрешностью позиционирования не более 20'', при этом уточняющие повороты рефлектора 2 в пространстве на соответствующую величину осуществляются в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, проходящих через вершину рефлектора, т.е. тем самым обеспечивается минимизация величин импульсов моментов сил относительно осей космического аппарата в результате уменьшения прироста моментов количества движения (кинетического момента) рефлектора (см. формулу и расчеты на л.4 и 5);

- при необходимости, включается в работу вышеуказанное устройство 2.7, например, при перенацеливании антенны, а также при периодическом контроле настройки рефлектора 2.

В дальнейшем при эксплуатации космического аппарата осуществляют постоянный телеметрический контроль рабочих параметров антенны и, при необходимости, периодически включается в работу второй узел 2.7.2 устройства поворота и наведения рефлектора 2.7.

Таким образом, как следует из вышеизложенного, предложенное авторами техническое решение обеспечивает минимизацию величин импульсов моментов сил, возникающих при эксплуатации рефлектора на орбите, и потребного коэффициента жесткости штанги космического аппарата, обеспечивая снижение массы его, тем самым достигается цель изобретения.

В настоящее время предложенное авторами техническое решение отражено в технической документации на вновь изготавливаемую антенну.

Зонтичная антенна космического аппарата, состоящая из вынесенного облучателя и раскрываемого рефлектора, включающего в себя центральный узел с фланцем со стороны раскрыва рефлектора, шарнирно соединенный с ним силовой каркас, выполненный в виде спиц, механически связанный с сетеполотном, ступицу, прикрепленную к центральному узлу с противоположной стороны от раскрыва рефлектора, которая в районе свободного торца с помощью оттяжек единым центром соединена со спицами, устройство поворота и наведения рефлектора, отличающаяся тем, что устройство поворота и наведения рефлектора выполнено состоящим из двух узлов: первого узла, обеспечивающего начальный поворот в пространстве нераскрытого рефлектора после выдвижения его в рабочую зону на рабочий угол в широком диапазоне, причем его фланец соединен с торцом штанги космического аппарата, и второго узла, обеспечивающего после раскрытия сетеполотна в рабочее положение уточняющее наведение рефлектора в пространстве в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на угол в узком диапазоне, при этом его фланец прикреплен к фланцу центрального узла рефлектора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике, в частности к развертываемым (раскрываемым) крупногабаритным рефлекторам, зеркальный отражатель (параболоид вращения) которых, например, имеет диаметр 12 м.

Изобретение относится к космической технике, в частности к зеркальным антеннам с развертываемым крупногабаритным рефлектором зонтичного типа. .

Изобретение относится к технологии изготовления рефлекторов, в частности к изготовлению криволинейных отражающих поверхностей крупногабаритных развертываемых рефлекторов и антенн.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно для многорежимных космических поляриметрических радиолокаторов с синтезированной апертурой антенны, и может быть использовано в многорежимных космических поляриметрических радиолокаторах с синтезированной апертурой антенны (РСА).

Изобретение относится к космической технике, в частности к развертываемым крупногабаритным рефлекторам зонтичного типа, например, диаметром 25-50 м. .

Изобретение относится к космической технике, в частности, к развертываемым крупногабаритным рефлекторам зонтичного типа, например, диаметром 15-25 м. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к развертываемым рефлекторам космических антенн, выполненных на основе крупногабаритных стержневых конструкций.

Изобретение относится к космической технике, в частности к зеркальным антеннам с развертываемым крупногабаритным рефлектором зонтичного типа. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к зеркальным антеннам с развертываемым крупногабаритным рефлектором зонтичного типа. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к развертываемым рефлекторам космических антенн, выполненных на основе крупногабаритных стержневых конструкций

Изобретение относится к развертываемым крупногабаритным рефлекторам космических антенн и способу отработки его раскрытия и складывания при наземных испытаниях

Изобретение относится к космической технике, в частности, к зеркальным антеннам со складным рефлектором зонтичного типа

Изобретение относится к космической технике, в частности к зеркальным антеннам с развертываемым (раскрываемым) крупногабаритным рефлектором зонтичного типа, имеющим диаметр раскрыва порядка 12 м и более, и к способам их изготовления

Изобретение может быть использовано в концентраторах солнечного излучения и радиоволн, устройствах по изменению светового потока. Зеркало содержит гибкое зеркальное полотно, размещенное на пневмосистеме, состоящей из газонаполняемых пневмокамер, пневматически связанных между собой. Пневмокамеры имеют форму, близкую к сферической, все пневмокамеры уложены во внешнюю газонаполняемую оболочку, пневмокамеры пневматически связаны между собой через клапаны, обеспечивающие доступ газа от источника газа во внутренние полости пневмокамер и препятствующие выходу газа из внутренней полости пневмокамер. Технический результат - упрощение конструкции зеркала с заданной кривизной, упрощение регулировки кривизны зеркала, повышение надежности работы, увеличение площади зеркала. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к зеркальным антеннам зонтичного типа. Антенна содержит облучающую систему и рефлектор, который включает: жесткие несущие ребра, расположенные радиально относительно центральной ступицы и шарнирно соединенные с ней; радиоотражающую поверхность, сформированную в виде клиньев, контурные шнуры, соединенные с клиньями, вспомогательные ребра, расположенные в каждом секторе между соседними несущими ребрами; механизм раскрытия рефлектора из транспортировочного положения в рабочее положение. Вспомогательные ребра соединены с тыльной стороной радиоотражающего сетеполотна, расположены в каждом секторе между соседними несущими ребрами равномерно, центральные вспомогательные ребра с одного конца шарнирно соединены со ступицей, а остальные вспомогательные ребра со стороны вершины рефлектора шарнирно присоединены к соответствующим соседним несущим ребрам на различных уровнях, а в периферийной зоне каждое вспомогательное ребро одинаково соединено с контурным шнуром между соседними несущими ребрами и с вблизи расположенной с контурным шнуром натяжной нитью. Техническим результатом является упрощение высокоточной регулировки при изготовлении и повышение надежности обеспечения стабильности рабочей формы радиоотражающей поверхности в условиях эксплуатации антенны на орбите. 9 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к созданию прецизионных антенных рефлекторов с высокоточными отражающими поверхностями сложной геометрии, искривленными в двух измерениях, для эксплуатации в условиях космического орбитального полета. Технический результат - повышение жесткости и температурной размеростабильности, минимизация массы каркаса конструкции космического антенного рефлектора. Для этого каркас конструкции антенного рефлектора включает тонкую оболочку сложной геометрической формы, подкрепленную со своей тыльной стороны ребрами жесткости в виде сетчатой структуры, которая собрана из трех комплектов параллельных ребер жесткости, расположенных относительно друг друга под углами 60 градусов и приклеенных к тыльной стороне оболочки рефлектора. Каждое из ребер имеет пазы, обеспечивающие сборку ребер в единую сетку для последующего склеивания друг с другом и совместно с оболочкой в единое целое, причем продольные плоскости всех ребер ориентированы параллельно фокусной оси рефлектора. При этом сетка выполнена в виде гибридной треугольно-гексагональной структуры, состоящей из трехгранных и шестигранных ячеек, и образована из изогридной треугольной структуры при эквидистантном смещении одного из трех комплектов параллельных ребер, при этом для увеличения узловой жесткости в местах стыка ребер друг с другом полости образованных трехгранных ячеек заливают клеевым компаундом с последующим отверждением. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники, в частности к производству сложных изделий из композиционных материалов, и может быть использовано при изготовлении прецизионных размеростабильных изделий сложных геометрических форм, например антенных рефлекторов миллиметрового диапазона волн. Технический результат - повышение прецизионности и размеростабильности. Для этого способ изготовления антенного рефлектора включает сборку из слоев высокомодульного волокна, пропитанного термореактивным связующим, тонкую оболочку, подкрепленную с тыльной стороны ребрами жесткости, и их последующее формование, при этом формование проводят отдельно для оболочки и ребер жесткости с частичной полимеризацией зон подкрепления ребер. Затем их соединяют и нагревают до полного отверждения связующего. 2 ил.

Изобретение относится к радиотехнике и предназначено для изготовления прецизионных рефлекторов из полимерных композиционных материалов для антенн космических аппаратов. Технический результат - повышение радиотехнических свойств и точности рабочей поверхности рефлектора. Для этого рефлектор конструктивно выполнен в виде сборочной единицы, состоящей из отражающей зеркальной обшивки, тыльной обшивки, сотового заполнителя, установленного между зеркальной и тыльной обшивок через клеевой слой, на поверхности оправки, при этом подготавливают поверхности оправки, выполняют раскрой заготовок волокнистого наполнителя для выкладки обшивок вдоль основы материала, проводят подогрев и термостабилизацию поверхности оправки, производят послойную выкладку зеркальной обшивки на поверхность подогретой оправки по заданным углам ориентации, строго определенным образом, чередуя слои относительно друг друга, выкладывают клеевой слой, устанавливают сотовый заполнитель по заданной схеме, выкладывают клеевой слой на поверхность сотового заполнителя, производят послойную выкладку тыльной обшивки на поверхность клеевого слоя по заданным углам ориентации, строго определенным образом, чередуя слои относительно друг друга, зеркально, относительно зеркальной обшивки, выполняют установку вакуумного мешка, проводят оправки с выложенным рефлектором, охлаждают рефлектор с оправкой, производят демонтаж вакуумного чехла и съем рефлектора с оправки. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх