Подкос солнечной батареи

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 космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов (КА), преимущественно антенн и солнечных батарей.

Известна солнечная батарея, содержащая непосредственно створки, раму и подкос, подвижно установленный относительно космического аппарата, стойки, подвижно соединенной с рамой и подкосом, снабженной пружинами, взаимодействующими с подкосом, и стопором, выполненным с возможностью взаимодействия с подкосом после перемещения оси вращения стойки относительно рамы за плоскость, образованную осями вращения упомянутой стойки относительно подкоса и подкоса относительно космического аппарата (патент RU №2258640, МПК7 B64G 1/44 - аналог).

Недостатком данной конструкции является малая надежность из-за наличия тросовых тяг и пружины растяжения размещенных на наружной поверхности подкоса, а также имеющейся возможности складывания подкоса в обратную сторону из-за отсутствия фиксатора конечного положения и появлению ударных нагрузок в момент раскрытия подкоса в конечное положение.

Известен подкос солнечной батареи 1, содержащий двухзвенный механизм, звено 2 которого установлено на раме 3 солнечной батареи 1, а звено 4 установлено на корпусе 5 космического аппарата, причем на оси, связывающей оба звена, установлена пружина кручения 6 с устройствами взведения 7 и 8, подпружиненный шток 9, являющийся фиксирующим элементом в конечном положении подкоса и солнечной батареи 1, которая для раскрытия отводится от корпуса 5 космического аппарата, поворачиваясь вокруг оси 10. При отведении солнечной батареи 1 от корпуса 5 космического аппарата подпружиненный шток 9 с помощью пружины 11, преодолевая трение скольжения, перемещается по цилиндрической поверхности 12 звена 2 до попадания в отверстие 13 большего диаметра на этой поверхности, при этом под действием пружины кручения 6, взведенной с помощью устройств 7 и 8, звено 2 приходит в конечное положение с ударом регулировочного болта 14 в боковую поверхность 15 звена 4, а подпружиненный шток 9, попадая в отверстие 13 на цилиндрической поверхности 12 звена 2, образует зазор 16 (рабочие чертежи 17Ф113.8700-160СБ, 17Ф113.8700-180СБ, ЦСКБ, г.Куйбышев, 1981 г. - прототип на фиг.1, 2, 3, 4).

Фиг.1 - Общий вид установки солнечной батареи на корпус КА.

Фиг.2 - Общий вид конструкции в исходном положении.

Фиг.3 - Общий вид конструкции в конечном положении.

Фиг.4 - Вид А на фиг.3.

Недостатками этой конструкции подкоса являются наличие трения скольжения, наличие ударных нагрузок на конструкцию солнечной батареи, а невозможность без зазорного размещения фиксирующего элемента в конечном положении делает невозможной установку подкоса на точно заданном угле раскрытия, тем самым снижая надежность работы конструкции при отведении солнечной батареи от изделия, причем установка данного подкоса на штатное место требует дополнительных рабочих рук, что усложняет процесс установки солнечной батареи на корпус космического аппарата.

Задачей настоящего изобретения является устранение указанных недостатков, а именно повышение надежности в работе подкоса за счет исключения трения скольжения, исключение ударных нагрузок и точная фиксация в конечном положении звеньев подкоса при отведении солнечной батареи от изделия на определенный заданный угол, а также упрощение процесса установки солнечной батареи на корпус космического аппарата.

Поставленная задача решается тем, что в предлагаемой конструкции, содержащей двухзвенный механизм, причем одно звено установлено на раме солнечной батареи, а другое на корпусе космического аппарата, на общей двум звеньям оси которого установлена пружина кручения с устройствами взведения, причем перпендикулярно этой 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, причем в звеньях двухзвенного механизма выполнены отверстия под устройство фиксации начального положения звеньев, закрепленное посредством резьбового соединения.

Заявляемая конструкция поясняется чертежами:

Фиг.5 - Общий вид предлагаемой конструкции в исходном положении.

Фиг.6 - Вид В на фиг.5.

Фиг.7 - Общий вид предлагаемой конструкции в конечном положении под определенным (заданным) углом.

Фиг.8 - Выносной элемент Д на фиг.6.

Фиг.9 - Вид Е на фиг.7.

Фиг.10 - Сечение Г-Г на фиг.6 (исходное положение).

Фиг.11 - Сечение З-З на фиг.8 (исходное положение).

Фиг.12 - Сечение К-К на фиг.9 (конечное положение).

Фиг.13 - Сечение И-И на фиг.9 (конечное положение).

Конструкция подкоса состоит из двухзвенного механизма, состоящего из звеньев 17 и 18 (фиг.5), причем звено 17 с возможностью поворота в направлении Б относительно звена 18, с общей осью и установленными на ней пружинами кручения 19 и 20, на концах которых расположены устройства взведения 21 (фиг.6), а также подпружиненного штока 22 посредством пружины 23 (фиг.10), на конце которого с возможностью поворота расположено коромысло 24 с жестко установленными на нем подшипниками качения 25 (фиг.8), которые в свою очередь взаимодействуют с копирами 26 и 27, жестко установленными на звене 18 (фиг.11). Каждый из копиров 26 и 27 имеет радиусный участок, переходящий в конусный паз 28. Звенья 17 и 18 в исходном положении, находясь под действием моментов от пружин кручения 19 и 20, удерживаются устройством фиксации 29 (фиг.10), которое, располагаясь в гладком отверстии 30 звена 18, ввинчено в резьбовое отверстие 31 звена 17, что обеспечивает необходимый угол между звеньями 17 и 18 подкоса и существенно упрощает установку солнечной батареи на изделие.

Работа подкоса осуществляется следующим образом.

Подкос с ввинченным устройством фиксации 29 устанавливают между солнечной батареей и корпусом космического аппарата. Устройство фиксации 29 вывинчивается, а звенья 17 и 18 занимают исходное положение. При отведении солнечной батареи от корпуса космического аппарата в подкосе происходит поворот звеньев 17 и 18, которые под действием пружин кручения 19 и 20 помогают солнечной батарее занять конечное (рабочее) положение. При повороте звеньев 17 и 18 подшипники качения 25, перемещаясь по радиусной поверхности копиров 26 и 27 в направлении Ж, посредством подпружиненного штока 22 с помощью пружины 23 (фиг.12) попадают в соответствующие конусные пазы 28 указанных копиров в направлении Л (фиг.13) и фиксируют звено 17 относительно звена 18 на заданный угол - в нашем случае 179° (фиг.7).

Таким образом, предложенное техническое решение позволит повысить надежность подкоса солнечной батареи за счет исключения трения скольжения и зазора, что в свою очередь исключает появление ударных нагрузок, и упростить процесс установки солнечной батареи на корпус космического аппарата.

Подкос солнечной батареи, содержащий двухзвенный механизм, причем одно звено установлено на раме солнечной батареи, а другое - на корпусе космического аппарата, на общей двум звеньям оси которого установлена пружина кручения с устройствами взведения, причем перпендикулярно этой оси на одном из звеньев расположен подпружиненный шток для фиксации в конечном положении, отличающийся тем, что 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, причем в звеньях двухзвенного механизма выполнены отверстия под устройство фиксации начального положения звеньев, закрепленное посредством резьбового соединения.



 

Похожие патенты:

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

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 системы поворота солнечной батареи (СПСБ). .

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов. .

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 (КА), а именно к батареям солнечным (БС). .

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 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 космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает определение заданного угла ориентации СБ на Солнце по измеренному угловому положению нормали к рабочей поверхности СБ и вычисление расчетного угла относительно указанного положения нормали. Вращают СБ в направлении уменьшения рассогласования между заданным и расчетным углами. Определяют углы разгона (αРАЗГ) и торможения (αТОРМ) СБ. Корректируют расчетный угол в моменты изменения значений датчика угла на величину дискретного сектора (ДС) поворота СБ. Задают пороги срабатывания (αСР) и отпускания (αОТП), прекращая вращение СБ, если рассогласование между заданным и текущим углами начинает увеличиваться, но не более αСР. Задают угловую скорость вращения СБ на порядок и выше максимальной угловой скорости обращения КА вокруг Земли, а величину ДС - менее αСР. Задают рабочий угол (αРАБ) СБ из условия: αСР< αРАБ < (αГОР - 2·(αРАЗГ + αТОРМ)). Присваивают заданному углу значение углового положения ближайшего к нему луча угла αРАБ, если направление на Солнце в проекции на плоскость вращения указанной нормали находится вне αРАБ. Если угловое положение данной нормали находится вне αРАБ, изменяясь в направлении увеличения угла относительно ближайшего к нему луча угла αРАБ, то формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ. Техническим результатом изобретения является исключение заклинивания и поломки панели СБ или бортового оборудования КА, при обеспечении максимально возможного тока в условиях ограничений на углы поворота СБ (напр., от 90° до 180°). 3 ил.

Изобретение относится к электротехнике, в частности к устройствам для генерирования электрической энергии путем преобразования светового излучения в электрическую энергию, и может быть использовано при создании и производстве малоразмерных космических аппаратов с солнечными батареями (СБ). Техническим результатом изобретения является: повышение стойкости СБ к термоударам, к воздействию механических и термомеханических нагрузок, повышение технологичности конструкции, увеличение срока активного существования СБ космических аппаратов, повышение функциональных возможностей за счет расширения температурного диапазона функционирования и оптимизации конструкции СБ, упрощение коммутационной системы, что достигается путем повышения прочности соединения шунтирующих диодов и СЭ, повышение воспроизводимости процесса изготовления СБ космических аппаратов за счет оптимизации технологии изготовления шунтирующих диодов и СЭ СБ, а также коммутирующих шин, соединяющих СЭ и шунтирующие диоды, которые выполнены многослойными. Солнечная батарея для малоразмерных космических аппаратов содержит: панели с приклеенными на них модулями с солнечными элементами (СЭ), шунтирующий диод; коммутирующие шины, соединяющие лицевую и обратную стороны шунтирующего диода с СЭ, при этом шунтирующий диод установлен в вырезе в углу СЭ, при этом коммутирующие шины выполнены многослойными, состоящими из молибденовой фольги, с двух сторон которой последовательно нанесены слой ванадия или титана, слой никеля и слой серебра соответственно. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил., 3 табл.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) с использованием сил давления солнечного излучения, распределенных по рабочим зонам КА. Последние формируют в виде плоских параллельных оптически прозрачных капельных потоков. Расстояние между каплями радиусом R в каждом потоке вдоль него (Sx) и в его фронтально-поперечном направлении (Sy) кратно . Число потоков составляет . Смещением потоков относительно друг друга по направлению их движения на расстояние формируют потоки капельной пелены числом . Каждый из указанных потоков смещен относительно предыдущего во фронтально-поперечном направлении на расстояние . Этим создают непрозрачность во фронтально-поперечном направлении и прозрачность в направлении плоскости, перпендикулярной потоку. Единичную распределенную силу светового давления регулируют изменением радиуса и количества капель, приходящих в точку ее приложения в единицу времени. Величину суммарного воздействия регулируют изменением числа капельных струй. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности использования распределенных внешних сил светового давления путем уменьшения их возмущающего действия на относительное движение КА. 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце. Строят орбитальную ориентацию КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. Определяют значение (β*) данного угла, при котором длительность теневой части витка равна необходимому времени сброса тепла радиатором на витке. Определяют витки орбиты, на которых текущее значение данного угла больше β*. На этих витках выполняют повороты СБ вокруг поперечной и продольной осей вращения до достижения условий затенения радиатора СБ. При этом обеспечивают минимальное отклонение ориентации рабочей поверхности СБ на Солнце. Орбитальный полет КА выполняют по околокруговой орбите высотой не более некоторого расчетного значения. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ в любом положении КА на витке орбиты. 3 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственного спутника Земли (ИСЗ) с панелями солнечных батарей (ПСБ). Согласно предложенному способу осуществляют необходимые развороты ИСЗ вместе с ПСБ и, отдельно, ПСБ - вокруг первой и второй осей. При этом антенну ИСЗ ориентируют на Землю, а нормаль к ПСБ - на Солнце. В интервалах неопределенности ориентации ИСЗ на теневых орбитах производят независимые упреждающие программные развороты вокруг первой и второй осей ИСЗ. В разных вариантах этих разворотов после первого из них удерживают ИСЗ в промежуточном положении, а затем восстанавливают штатную ориентацию ИСЗ. Этим достигается повышение точности прогнозирования движения ИСЗ на теневых орбитах и точности измерения дальности до ИСЗ. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения потребителями навигационно-временных данных по навигационным ИСЗ. 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце. Строят орбитальную ориентацию КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца. Определяют максимальное значение угла между вектором скорости КА и перпендикуляром к поперечной оси вращения СБ, проходящим через поверхность радиатора. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. По данным высоте орбиты и углу определяют витки орбиты, на которых длительность освещенной части витка превышает разность периода обращения КА и необходимой длительности времени сброса тепла радиатором на витке. На таких витках орбиты при прохождении КА освещенной части витка поворачивают СБ вокруг поперечной оси вращения до пересечения прямой, проходящей через обращенную к Солнцу область поверхности радиатора и направленной на Солнце, с СБ. Поворачивают СБ вокруг продольной оси вращения до достижения углом между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце минимального значения. Данные повороты СБ выполняют в пределах расчетного интервала времени. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ для любой высоты околокруговой орбиты КА. 5 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек. На интервале времени не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат. По измеренным значениям определяют направления главных центральных осей инерции ТГК. Разворачивают ТГК до совмещения главной центральной оси инерции, составляющей миним. угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, с направлением на Солнце. Производят закрутку ТГК вокруг этой оси и измеряют ток от СБ. При достижении током минимально-допустимого значения вновь разворачивают ТГК до совмещения указанной оси инерции с направлением на Солнце. Вновь производят закрутку ТГК вокруг этой оси. Технический результат изобретения состоит в максимизации энергоотдачи СБ в режиме закрутки вокруг одной из фактических главных центральных осей инерции ТГК. 1 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек. В течение данной закрутки на интервале времени длительностью не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат. По измеренным значениям определяют направления главных центральных осей инерции ТГК. Определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК. Определяют высоту орбиты ТГК и по ней - угол полураствора видимого с ТГК диска Земли. При превышении данным углом указанного угла полураствора осуществляют построение гравитационной ориентации ТГК, совмещая ось его миним. момента инерции, составляющую миним. угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, с направлением на центр Земли. Поддерживают гравитационную ориентацию ТГК, закручивая его вокруг оси миним. момента инерции с угловой скоростью, определяемой из условия устойчивости данной гравитационной ориентации ТГК. Технический результат изобретения состоит в повышении энергоотдачи СБ за счет отраженного от Земли излучения в режиме гравитационной ориентации ТГК с закруткой, учитывающем фактические главные центральные оси инерции ТГК. 1 ил.

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.

Наверх