Космический аппарат

Изобретение относится к средствам крепления на космическом аппарате (КА) элементов оборудования, в частности солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус (1) и панель (6) СБ, закрепленную на раме (2) в виде стержневой ферменной конструкции, имеющей форму скошенной пирамиды. Основание (3) пирамиды шарнирно закреплено с помощью кронштейнов (5) на корпусе (1) КА. В исходном положении оно фиксируется пиросредствами (4). В рабочем положении вершина (7) пирамиды взаимодействует с защелкой (см. поз «В»), жестко закрепленной на корпусе (1) КА. Конструкция рамы (2) и ее крепления обладают повышенной жесткостью. Этим обеспечивается повышение частоты и уменьшение амплитуды колебаний панелей СБ, возникающих вследствие программных разворотов КА и других маневров. Техническим результатом изобретения является повышение надежности КА и увеличение времени его активного функционирования путем уменьшения времени затухания угловых колебаний КА. 4 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании космических аппаратов с радиотехническими и оптическими системами.

Известен космический аппарат патент RU 2231484, состоящий из корпуса и панелей солнечных батарей, отличающийся тем, что между корпусом и каждой панелью солнечной батареи установлены многозвенные раскладывающиеся подкосы, причем одни концы подкосов шарнирно закреплены на корпусе космического аппарата, а другие концы шарнирно закреплены на панелях солнечной батареи в точках, выбранных из условия равенства суммы инерционных сил консольных и корневых частей панелей при поперечных колебаниях, при этом продольные оси подкосов проходят через центр масс космического аппарата.

Недостатком описанного космического аппарата (КА) является низкая производительность КА из-за длительного времени «успокоения» колебаний панелей солнечных батарей и космического аппарата в целом после программных разворотов КА, т.к. влияние знакопеременных сил и моментов при колебаниях панелей солнечной батареи полностью не устраняется, а подкосы имеют недостаточную изгибную жесткость в силу их многозвенной конструкции с шарнирами и защелками в местах сочленения звеньев, а также из-за ограничений по массе подкосов, что не позволяет выбрать требуемое поперечное сечение звеньев подкоса. Также трудно обеспечить прохождение продольной оси подкоса через центр масс КА в силу конструктивно-компоновочных решений, принятых для разных космических аппаратов, а также изменения центра масс по мере выработки расходуемых компонентов (топлива) за время функционирования КА, что в конечном итоге влияет на функционирование оптических и радиотехнических систем КА.

Наличие раскладываемых многозвенных подкосов уменьшает вероятность раскрытия панелей батареи солнечной, что снижает надежность КА.

Задачей настоящего изобретения является увеличение производительности работы КА, а также повышения надежности КА за счет исключения многозвенных подкосов.

Поставленная задача решается тем, что в КА, содержащем корпус и панель солнечной батареи, которая закреплена на раме, представляющей собой стержневую ферменную конструкцию в виде пирамиды, основание которой в исходном положении, с одной стороны, посредством пиросредств закреплено на корпусе космического аппарата, а, с другой стороны, шарнирно также на корпусе, при этом в рабочем положении вершина пирамиды своей осью взаимодействует с защелкой, жестко закрепленной на корпусе космического аппарата.

Выполнение рамы в виде пирамиды позволяет получить высокую изгибную жесткость всей панели, а фиксация за вершину позволяет отказаться от подкосов.

Заявленный КА приведен на чертежах.

Фиг.1 - общий вид КА.

Фиг.2 - вид по стрелке А на фиг.1.

Фиг.3 - вид по стрелке Б на фиг.2.

Фиг.4 - выносной элемент В на фиг.1.

Заявленное техническое решение содержит корпус КА 1 (фиг.1), на котором закреплена рама 2, представляющая собой стержневую конструкцию в виде пирамиды, основание 3 которой в исходном положении, с одной стороны, посредством пиросредств 4 закреплено на корпусе КА 1, а, с другой стороны, с помощью кронштейнов 5 шарнирно закреплено также на корпусе КА 1, панель солнечной батареи 6, закрепленную на раме 2 с вершиной пирамиды 7, которая в рабочем положении, посредством оси 8 взаимодействует с защелкой 9, установленной на корпусе КА 1 (фиг.4).

Процесс отвода рамы 2 с панелью солнечной батареи 6 происходит следующим образом.

После выведения КА 1 на орбиту срабатывают пиросредства 4, и рама 2, на которой установлена панель солнечной батареи 6, расфиксируется и отводится в рабочее положение, где вершина пирамиды 7 рамы 2, посредством оси 8, фиксируется защелкой 9, закрепленной на корпусе КА 1, при этом рама 2 с панелью солнечной батареи 6 образуют пространственную конструкцию, которая максимально исключает продольные и поперечные колебания.

Заявленное техническое решение позволит увеличить производительность работы КА (время работы его оптических и радиотехнических систем) путем уменьшения времени затухания угловых колебаний КА после его программных разворотов за счет повышения частоты и уменьшения амплитуды колебаний панелей солнечной батареи, а также повысить надежность КА за счет исключения многозвенных подкосов.

Космический аппарат, содержащий корпус и панель солнечной батареи, отличающийся тем, что панель солнечной батареи закреплена на раме, представляющей собой стержневую ферменную конструкцию в виде пирамиды, основание которой в исходном положении с одной стороны посредством пиросредств закреплено на корпусе космического аппарата, а с другой стороны шарнирно - также на корпусе, при этом в рабочем положении вершина пирамиды своей осью взаимодействует с защелкой, жестко закрепленной на корпусе космического аппарата.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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).

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.

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.

Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры (ГК НА) относится к космической технике и может быть использовано при проектировании перемещающихся в пространстве элементов космического аппарата (КА) и имеющих жесткую механическую связь с корпусом КА в исходном и рабочем положениях.

Изобретение относится к космической отрасли и касается узлов и элементов крепления оборудования космического аппарата (КА) на его силовой конструкции из полимерных композиционных материалов (ПКМ).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ и ДТБ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель тяжелого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими кислородно-водородными ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, одну или несколько пар диаметрально противоположных отделяемых навесных топливных баков (НТБ), проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ с ДТБ и НТБ.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к бакам для хранения компонентов ракетного топлива. Космическая пусковая установка содержит криогенный бак, содержащий оболочку, одну перегородку (ограничивающую верхний и нижний объём текучей среды) с центральным проёмом (связывающий верхний и нижний объём текучей среды), вентиляционный канал с корпусом, удерживающим барьером (стенка) или механическим ограничителем, и проходами в перегородке.

Изобретение относится к композитным материалам, предназначенным для применения в космосе. Использование, по меньшей мере, одной полимеризуемой смолы R1, выбираемой из группы, состоящей из эпоксидированных полибутадиеновых смол и характеризующейся в неполимеризованном состоянии: - величиной общей потери массы (ОПМ), меньшей чем 10%, величиной восстановленной потери массы (ВПМ), меньшей чем 10%, и величиной собранного летучего конденсируемого материала (СЛКМ).

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов. Ёмкость изготавливают с тремя отверстиями для отвода пара, основное отверстие выполняют с центром, через который проходит центральная ось емкости, параллельная продольной оси спутника, направленная в сторону центра масс спутника, два дополнительных отверстия выполняют с центрами, через которые проходит другая параллельная ось емкости, параллельная оси спутника, направленная по направлению полета его.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения.

Изобретение относится к измерительным приборам космического аппарата (КА) и может использоваться для высокоточного определения малого приращения скорости поступательного движения КА.

Изобретение относится к крылатым летательным аппаратам, в которых используется криогенное топливо, и касается ракетных блоков многоразового использования. Планер летательного аппарата включает корпус с криогенным цилиндрическим баком, крыло, элементы крепления крыла.

Изобретение относится к тепловому проектированию преимущественно геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой порядка 4,5-5,5 кВт. Спутник выполняют из двух модулей: модуля полезной нагрузки (ПН) и модуля служебных систем (СС). Приборы модуля СС и часть приборов модуля ПН устанавливают на внутренних поверхностях взаимно противоположных сотовых панелей "+Z" и "-Z". Последние выполняют функции радиаторов и включают в себя тепловые трубы, параллельные осям +Y, -Y спутника. Другие приборы модуля ПН размещают на сотовой панели, перпендикулярной панелям "+Z" и "-Z". Приборы модуля СС с наиболее узким температурным диапазоном устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z". Приборы с большой теплоемкостью и широким температурным диапазоном размещают внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели. Прочие приборы устанавливают на панели "+Х" и внутренней панели с встроенными жидкостными коллекторами. Элементы замкнутых дублированных жидкостных контуров соединяют с электронасосным агрегатом системы терморегулирования по определенной последовательной схеме. Технический результат изобретения направлен на уменьшение массы и упрощение технологии изготовления спутников данного класса. 8 ил.

Изобретение относится к средствам крепления на космическом аппарате элементов оборудования, в частности солнечных батарей. КА содержит корпус и панель СБ, закрепленную на раме в виде стержневой ферменной конструкции, имеющей форму скошенной пирамиды. Основание пирамиды шарнирно закреплено с помощью кронштейнов на корпусе КА. В исходном положении оно фиксируется пиросредствами. В рабочем положении вершина пирамиды взаимодействует с защелкой, жестко закрепленной на корпусе КА. Конструкция рамы и ее крепления обладают повышенной жесткостью. Этим обеспечивается повышение частоты и уменьшение амплитуды колебаний панелей СБ, возникающих вследствие программных разворотов КА и других маневров. Техническим результатом изобретения является повышение надежности КА и увеличение времени его активного функционирования путем уменьшения времени затухания угловых колебаний КА. 4 ил.

Наверх