Батарея солнечная космического аппарата

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА), а именно к батареям солнечным (БС). В состав БС входят две панели, каждая из которых состоит из двух полупанелей, включающих шарнирно связанные между собой и последовательно собранные в пакет корневую (2), среднюю (3) и крайнюю (4) створки. Створки установлены на раме (5), подвижно закрепленной на четырех опорных узлах (6) корпуса (1) КА. Полупанели соединены между собой с одной стороны при помощи четырех подпружиненных прижимов (7), а с другой - четырьмя стяжками (8) в опорных узлах (6). Корневая створка связана со средней створкой осью (9), а средняя створка с крайней - осью (10). Подпружиненные прижимы связаны посредством тросовой тяги с пиросредством (не показано). На створках попарно установлено по два кронштейна. Кронштейны, установленные на крайней створке, снабжены осями, которые взаимодействуют в процессе раскрытия панелей с профилированными выступами, выполненными на кронштейнах. установленных на корневой створке. Этим обеспечивается раскрытие панелей «рулонным» способом, при котором происходит организованный отвод створок, исключающий возможность их соударения при раскрытии с аппаратурой КА. Количество пиросредств в элементах фиксации панелей уменьшается. Техническим результатом изобретения является повышение надежности КА с БС. 12 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, а именно к батареям солнечным (БС), и может быть использовано на космических аппаратах (КА) различного назначения для электроснабжения.

БС КА, как правило, представляют собой многозвенные раскрываемые конструкции, что обусловлено необходимостью компактного размещения КА под головным обтекателем ракеты носителя. Панели БС располагаются вдоль борта КА, и их раскрытие производится без отвода от борта КА после выведения его на орбиту.

Известна солнечная батарея космического аппарата патент RU №2214949 - прототип, состоящая из рамы, жестко закрепленной на приводе верхних и нижних створок, попарно связанных между собой шарнирами, причем рама с помощью пиросредств закреплена на корпусе космического аппарата, при этом на внутренних торцах верхних створок установлены кронштейны, связанные со стяжными лентами, проходящими через пиросредства, жестко закрепленными па рамс солнечной батареи, а па внешних торцах верхних створок установлены крюки, поверхности которых взаимодействуют с осями подпружиненных стяжных элементов, шарнирно закрепленных на корпусе космического аппарата, причем оси стяжных элементов смещены наружу относительно осей шарниров, связывающих верхние и нижние створки, а на нижних створках жестко закреплены шаровые опоры, взаимодействующие с корпусом космического аппарата.

Известная солнечная батарея имеет ограниченные эксплуатационные возможности в случае увеличения энергопотребления изделия (космического аппарата, спутника), исходя из его задач и компоновки изделия, требующего увеличения площадей СБ за счет увеличения створок панелей.

При увеличении площадей в известной солнечной батарее путем увеличения створок зона раскрытия створок панелей ограничена компоновкой изделия, что может привести к соударению с внешними элементами конструкции изделия.

Задачей предложенного технического решения является расширение эксплуатационных возможностей солнечной батареи при увеличении энергопотребления изделия с обеспечением организованного раскрытия створок в заданной зоне без соударения с внешними элементами изделия (антенны, крышки и т.д.).

Поставленная задача решается тем, что БС, включающая в свой состав две панели, состоящие из подпружиненных шарнирно связанных между собой и собранных в пакет створок, устанавливаемых в сложенном положении на раме и закрепленных к борту КА через опорные узлы с пиросредством, и подпружиненных, шарнирно закрепленных на опорных узлах стяжек, отличается тем, что каждая из панелей выполнена из двух полупанелей, состоящих из корневой, средней и крайней створок, установленных на раме, подвижно закрепленной на опорных узлах, при этом полупанели каждой панели соединены между собой с помощью фиксирующих элементов, выполненных в виде подпружиненных прижимов, установленных на раме и связанных посредством тросовой тяги с пиросредством, причем на створках попарно установлены по два кронштейна, при этом кронштейны, установленные на крайней створке, снабжены осями, которые взаимодействуют в процессе раскрытия панелей с профилированными выступами, выполненными па кронштейнах, установленных на корневой створке, обеспечивая раскрытие панелей «рулонным» способом.

Заявляемая конструкция БС приведена на фигурах:

Фиг.1 Общий вид БС;

Фиг.2 Вид по стрелке A на фиг.1;

Фиг.3 Разрез Б-Б на фиг.2;

Фиг.4 Сечение В-В на фиг.3;

Фиг.5 - Фиг.9 Кинематическая схема раскрытия створок БС;

Фиг.10 Выносной элемент Г на фиг.5;

Фиг.11 Выносной элемент Д на фиг.6;

Фиг.12 Выносной элемент Е на фиг.7;

Батарея солнечная КА1 состоит из двух панелей, каждая из которых включает в свой состав две полупанели, состоящие из корневой 2, средней 3 и крайней 4 створок, установленных на раме 5, подвижно закрепленной на четырех опорных узлах 6, полупанели каждой панели с одной стороны соединены между собой с помощью четырех подпружиненных прижимов 7, установленных на раме 5 и связанных посредством тросовой тяги с основной и дублирующей пирочеками (на фигурах не показаны), а с другой - с помощью четырех подпружиненных, шарнирно закрепленных на опорных узлах 6 стяжек 8. Сборка створок в пакет осуществлена таким образом, что с одной стороны корневая створка 2 шарнирно связана со средней створкой 3 (ось 9), а с другой - средняя 3 с крайней 4 (ось 10). Вдоль длинных сторон створок, снаружи, на корневой 2 и крайней 4 створках попарно установлены по два кронштейна 11 и 12. Кронштейны 11 снабжены осями 13, а кронштейны 12 - профилированными выступами 14. Оси 13 и профилированные выступы 14 при сложенных створках установлены с зазором, а взаимодействуют между собой лишь в процессе раскрытия панелей, обеспечивая их безударное раскрытие «рулонным» способом.

Процесс раскрытия панели происходит следующим образом: после выведения КА на орбиту подается команда на срабатывание пирочек, обеспечивающих, в свою очередь, срабатывание прижимов 7. После срабатывания прижимов 7 под действием пружин обеспечивается возможность отвода средних 3 и крайних 4 створок и приведение панели в рабочее положение, при этом в конечном положении створки 3 и 4 фиксируются защелками.

Анализ кинематической схемы раскрытия створок (см. фиг.5 - фиг.9) показывает, что после срабатывания прижимов 7 и освобождения пакета створок от стяжек 8 начинается разворот створок, при этом оси 13 входят в контакт с профилированными выступами 14 и катятся по ним. Отсутствие контакта между осями 13 и выступами 14 в начальный момент движения исключает возможность заклинивания створок, обусловленного различными технологическими факторами. Профили выступов 14 выполнены таким образом, что крайняя створка 4 имеет возможность раскрываться только после того, как средняя створка 3 раскроется на угол ~90°, т.е. исключается возможность большого разброса траекторий движения створок и возможность соударения крайней створки 4 с рабочей поверхностью корневой створки 2.

Заявленная конструкция солнечной батареи космического аппарата позволит расширить ее эксплуатационные возможности при увеличении энергопотребления космическим аппаратом в зависимости от его задач и компоновки, а организованное раскрытие створок панелей СБ «рулонным» способом исключает возможность их соударения с аппаратурой КА и, следовательно, ее повреждения, что в итоге обеспечивает повышение надежности КА.

Батарея солнечная космического аппарата, включающая в свой состав две панели, состоящие из подпружиненных шарнирно связанных между собой и собранных в пакет створок, устанавливаемых в сложенном положении на раме и закрепленных к борту космического аппарата через опорные узлы с пиросредством, и подпружиненных, шарнирно закрепленных на опорных узлах стяжек, отличающаяся тем, что каждая из панелей выполнена из двух полупанелей, состоящих из корневой, средней и крайней створок, установленных на раме, подвижно закрепленной на опорных узлах, при этом полупанели каждой панели соединены между собой с помощью фиксирующих элементов, выполненных в виде подпружиненных прижимов, установленных на раме и связанных посредством тросовой тяги с пиросредством, причем на створках попарно установлено по два кронштейна, при этом кронштейны, установленные на крайней створке, снабжены осями, которые взаимодействуют в процессе раскрытия панелей с профилированными выступами, выполненными на кронштейнах, установленных на корневой створке, обеспечивая раскрытие панелей «рулонным» способом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными относительно корпуса КА панелями солнечных батарей (СБ). .

Изобретение относится к раскрывающимся конструкциям космических аппаратов таких, как солнечные батареи (СБ) или антенны. .

Изобретение относится к средствам наземной эксплуатации космических аппаратов с солнечными батареями. .

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам, предназначенным для прямого преобразования солнечной энергии в электрическую энергию с помощью фотопреобразователей.

Изобретение относится к области энергообеспечения космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для определения и контроля интегральных параметров лучистого теплообмена планеты, вокруг которой обращается космический аппарат (КА).

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов. .

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов. .

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) и может быть применено на борту различных геостационарных спутников. .

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к подвижным элементам конструкции КА, имеющим электрическую связь с системой управления КА, например батареям солнечным (БС), антеннам, подвижным крышкам и др

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании системы поворота солнечной батареи (СПСБ)

Изобретение относится к наземным испытаниям раскрывающихся конструкций, преимущественно солнечных батарей (СБ), с имитацией условий невесомости

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов, преимущественно солнечных батарей (СБ)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов, преимущественно антенн и солнечных батарей. Подкос солнечной батареи содержит двухзвенный механизм, на общей двум звеньям оси которого установлена пружина кручения с устройствами взведения. Одно звено установлено на раме солнечной батареи, а другое на корпусе космического аппарата. Перпендикулярно оси на одном из звеньев расположен подпружиненный шток для фиксации в конечном положении. На конце подпружиненного штока с возможностью поворота установлено коромысло, на обоих концах которого жестко закреплены подшипники качения, взаимодействующие с конусными пазами копиров, жестко установленных на противоположном подпружиненному штоку звене. В звеньях двухзвенного механизма выполнены отверстия под устройство фиксации начального положения звеньев, закрепленное посредством резьбового соединения. Достигается повышение надежности в работе подкоса и упрощение процесса установки солнечной батареи на корпус космического аппарата. 13 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с использованием солнечных батарей (СБ). Способ заключается в том, что определяют заданный угол СБ, измеряют ее текущий угол и вычисляют расчетный угол по угловой скорости СБ и времени ее вращения. Определяют углы разгона (αРАЗГ) и торможения (αТОРМ) СБ. Вращают СБ до достижения порога отпускания (αОТП ≈ αТОРМ), когда прекращается рассогласование между заданным и расчетным углами СБ. Перед началом управления запоминают заданный угол и принимают начальное значение расчетного угла за достоверное значение текущего угла. Задают порог рассогласования (αПР) этих углов исходя из углов αРАЗГ и αТОРМ, а также минимально допустимого и максимально возможного токов СБ. Разбивают круг датчика угла на равные дискретные сектора (ДС) величиной σ при условии: αРАЗГ + αТОРМ < σ < αПР. Биссектрисы ДС принимают за измеряемые значения. Задают период определения достоверного значения текущего угла на порядок и более превышающим максимальную длительность сбоя информации датчика и менее минимального интервала следования сбоев. Разбивают данный период на четыре равных интервала, и из анализа измеренных и запомненных значений на этих интервалах сбрасывают или формируют сигнал достоверности. В последнем случае вращают СБ до достижения рассогласованием между расчетным и заданным углами значения αОТП и тогда запоминают новое значение заданного угла. Техническим результатом изобретения является повышение живучести и эффективности системы управления ориентацией СБ при кратковременных сбоях информации, поступающей от датчика угла СБ. 4 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает определение заданного и текущего углов ориентации СБ и угловой скорости (ωСБ) СБ. Вычисляют также расчетный угол и перед началом управления СБ присваивают ему значение измеренного угла, который запоминают. Вращают СБ в направлении уменьшения рассогласования между заданным и расчетным углами. Определяют времена и углы разгона (tРАЗГ, αРАЗГ) и торможения (tТОРМ, αТОРМ) СБ, а также максимально допустимый угол (αMAX) отклонения СБ, исходя из минимально допустимого и максимально возможного токов СБ. По этим углам задают порог срабатывания (αCP), при превышении которого формируют указанное рассогласование. Последнее не учитывают ниже порога отпускания (αОТП), по достижении которого вращение СБ прекращают. Расчетный угол СБ корректируют в пределах одного дискретного сектора (ДС) круга вращения СБ. Величина ДС зависит от углов αРАЗГ, αТОРМ и αCР. В зависимости от αCP и ωСБ задают пороговую величину времени контроля непрерывности изменения информации об угловом положении СБ. Отсчет этого времени контроля проводят, если текущий измеренный угол отличается от запомненного более, чем на один ДС, и прекращают в противном случае. Задают пороговую величину времени контроля направления вращения СБ в зависимости от tРАЗГ, tТОРМ, αMAX, ωСБ и величины ДС. Это время отсчитывают при нулевом времени контроля непрерывности, если знак рассогласования между измеренным и запомненным углами СБ не отвечает заданному направлению вращения СБ. В противном случае отсчет прекращают и обнуляют время контроля направления вращения. При этом в момент изменения текущего измеренного угла на один ДС задают расчетному углу значение границы между ДС и присваивают запомненному углу новое значение измеренного угла. Если время контроля непрерывности или время контроля направления вращения превышает свою пороговую величину, то формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ. Техническим результатом изобретения является повышение живучести и эффективности системы управления ориентацией СБ. 3 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов, а именно к батареям солнечным

Наверх