Космический аппарат



Космический аппарат
Космический аппарат
Космический аппарат
Космический аппарат

 


Владельцы патента RU 2560199:

МИЦУБИСИ ХЕВИ ИНДАСТРИЗ, ЛТД. (JP)

Изобретение относится к энергоснабжению космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус с множеством поверхностей (11), на которых расположены устройства (20) для собирания света внутрь корпуса, где установлена СБ (30). Привод (50) обеспечивает поворот СБ (30) к выбранному устройству (20), наиболее подходящему в данное время для выработки СБ электрической энергии. Техническим результатом изобретения является освобождение от СБ внешней поверхности КА и получение преимуществ от внутреннего размещения СБ. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к космическому аппарату, оборудованному системой солнечных батарей. В частности, настоящее изобретение относится к космическому аппарату, в котором панель солнечных батарей не раскрывается.

Уровень техники

В космических аппаратах, таких как искусственный спутник и космическая станция, используют систему солнечных батарей. Такие космические аппараты подразделяют на аппараты, в которых панель солнечных батарей раскладывается и не раскладывается. В случае космических аппаратов, оборудованных панелью солнечных батарей, которая не раскладывается, система солнечных батарей прикреплена ко всей поверхности корпуса космического аппарата, описанного, например, в документе JP H05-11191A [D1].

Раскрытие изобретения

Однако, если солнечная батарея прикреплена к поверхности корпуса космического аппарата, стоимость такого аппарата повышается. Задача настоящего изобретения заключается в том, чтобы обеспечить техническое решение, которое может уменьшить стоимость космического аппарата, оборудованного системой с солнечными батареями.

Одним объектом настоящего изобретения является космический аппарат, который содержит устройство для собирания света и солнечную батарею. Устройство для собирания света установлено на поверхности корпуса космического аппарата и служит для собирания падающего солнечного света внутри корпуса. Солнечная батарея установлена внутри корпуса для приема солнечного света, собранного устройством собирания света.

Корпус может иметь множество поверхностей, которые ориентированы в различных направлениях. В этом случае используют множество устройств для собирания света, при этом указанное множество устройств собирания света установлено, соответственно, на множестве поверхностей корпуса.

Внутри корпуса может быть установлена единственная солнечная батарея.

Космический аппарат может быть, кроме того, снабжен приводным блоком, предназначенным для изменения ориентации единственной солнечной батареи, и блоком управления, предназначенным для управления приводным блоком, исходя из направления падения солнечного света. Солнечный свет падает как раз на одно устройство собирания падающего солнечного света из множества устройств для собирания света.

В этом случае блок управления управляет работой приводного блока таким образом, чтобы единственная солнечная батарея принимала солнечный свет, поступающий от устройства собирания солнечного света, на которое падает свет.

Например, корпус может быть выполнен в виде шестигранника, и в данном случае множество поверхностей является поверхностями этого шестигранника.

Устройством собирания света может быть щелевое отверстие.

Стоимость космического аппарата, оборудованного солнечной батареей в соответствии с настоящим изобретением, может быть уменьшена.

Краткое описание чертежей

На фиг.1 показана концептуальная схема, иллюстрирующая космический аппарат в соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения;

на фиг.2 - концептуальная схема, иллюстрирующая космический аппарат в соответствии со вторым вариантом осуществления настоящего изобретения;

на фиг.3 - блок-схема, показывающая пример структуры электронного устройства в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения;

на фиг.4 - концептуальная схема, иллюстрирующая космический аппарат в соответствии с третьим вариантом осуществления настоящего изобретения.

Осуществление изобретения

Космический аппарат в соответствии с вариантами осуществления настоящего изобретения будет описан ниже со ссылками на сопровождающие чертежи.

Первый вариант осуществления изобретения

На фиг.1 представлена концептуальная схема, иллюстрирующая космический аппарат 1 в соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения. Примерами космического аппарата 1 являются искусственный спутник и космическая станция.

Корпус 10 космического аппарата 1 имеет множество поверхностей 11. Множество поверхностей 11 корпуса ориентированы в направлениях, которые отличаются друг от друга. То есть направления нормалей множества поверхностей 11 корпуса отличаются друг от друга. Например, как показано на фиг.1, корпус 10 космического аппарата 1 имеет форму шестигранника. В этом случае множество поверхностей 11 корпуса являются поверхностями шестигранников.

Космический аппарат 1 в соответствии с настоящим изобретением оборудован солнечной батареей 30.

При этом космический аппарат 1 не имеет такую конструкцию, в которой панель солнечных батарей разворачивается. Кроме того, солнечная батарея 30 не закреплена на поверхностях 11 корпуса. Вместо этого, в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления изобретения солнечная батарея 30 установлена внутри корпуса 10 космического аппарата 1 (внутри по отношению к поверхности 11 корпуса).

Солнечная батарея 30 установлена внутри корпуса 10, в то время как устройство 20 собирания света расположено на поверхности 11 корпуса. Например, устройством 20 собирания света является собирающая линза. Когда корпус 10 имеет множество поверхностей 11, которые ориентированы в направлениях, отличающихся друг от друга, как показано на фиг.1, на множестве поверхностей 11 размещено множество устройств 20 для собирания света. Каждое устройство 20 для собирания света собирает солнечный свет, падающий с внешней стороны корпуса 10 так, что солнечный свет проходит внутрь корпуса 10.

Солнечная батарея 30, установленная внутри корпуса 10, принимает солнечный свет, который собирается с помощью устройства 20 для собирания света и вырабатывает электрическую энергию.

Как описано выше, в соответствии с настоящим изобретением отсутствует необходимость закреплять крупногабаритные и дорогостоящие солнечные батареи на всех поверхностях корпуса 10 космического аппарата 1. Солнечная батарея 30, которая расположена внутри корпуса 10 и принимает солнечный свет, собираемый устройством 20 собирания света, может быть небольшого размера. В результате в значительной степени уменьшается стоимость космического аппарата 1.

Кроме того, поскольку отсутствует необходимость в закреплении на поверхностях 11 корпуса космического аппарата 1 солнечной батареи, на поверхности 11 корпуса (за исключением участка, на котором расположено устройство 20 для собирания света), помимо солнечной батареи, может быть размещено некоторое оборудование (например, антенна и датчик). Это позволяет уменьшить размеры космического аппарата 1.

Второй вариант осуществления изобретения

Каждая солнечная батарея 30 может быть обеспечена устройством 20 для собирания света. То есть множество солнечных батарей 30 может быть размещено напротив множества устройств 20 для собирания света (множества поверхностей 11 корпуса) соответственно. В этом случае множество солнечных батарей 30 принимает солнечный свет с помощью множества устройств 20 для собирания света, размещенных на множестве поверхностей 11 корпуса.

Однако солнечный свет не всегда падает, проходя одновременно через все устройства 20 для собирания света. Например, в случае космического аппарата 1 в виде шестигранника, показанного на фиг.1, солнечный свет падает только на часть из шести устройств 20 для собирания света, расположенных на шести поверхностях 11 корпуса. Одно устройство, на которое падает солнечный свет, из множества устройств 20 для собирания света здесь и далее именуется как «устройство для собирания падающего света». Поскольку указанное одно устройство для собирания падающего света является частью всех устройств 20 для собирания света, не всегда необходимо, чтобы каждое устройство 20 для собирания света было обеспечено солнечной батареей 30. С другой стороны, когда космический аппарат 1 совершает вращательное движение, направление падения солнечного света, т.е. падения на устройство 20 для собирания падающего света, со временем изменяется. Следовательно, обеспечение каждой солнечной батареи 30 устройством 20 собирания света не является необходимым. В этом случае, однако, необходимо сделать так, чтобы ориентация солнечной батареи 30 изменялась.

Изложенная выше информация лежит в основе второго варианта осуществления настоящего изобретения. Далее второй вариант осуществления настоящего изобретения будет описан более подробно.

На фиг.2 представлена концептуальная схема космического аппарата 1 в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения. В рассматриваемом варианте осуществления изобретения внутри корпуса 10 космического аппарата 1 установлена единственная солнечная батарея. Единственная солнечная батарея 30 принимает солнечный свет с помощью устройства 20 для собирания падающего света, на которое, в основном, падает солнечный свет. Однако, когда при вращательном движении космического аппарата 1 направление падения солнечного света меняется, устройство 20 для собирания падающего света, на которое, главным образом, падает солнечный свет, также меняется. В связи с этим необходимо изменить ориентацию единственной солнечной батареи 30 в направлении устройства 20 для собирания света, на которое, в основном, падает солнечный свет (в направлении поверхности, на которую падает свет). Для изменения ориентации солнечной батареи 30 служит приводной блок 50.

Как более детально показано на фиг.3, электронное устройство 40 состоит из приводного блока 50, блока 60 управления и запоминающего блока 70. Приводной блок 50 изменяет ориентацию солнечной батареи 30 (в направлении поверхности, на которую падает свет) в соответствии с командой, поданной блоком 60 управления.

Блок 60 управления управляет работой приводного блока 50 в соответствии с направлением падения солнечного света. В частности, блок 60 управления обращается к имеющимся данным для управления ориентацией (DA), которые хранятся в запоминающем блоке 70. Указанные имеющиеся данные по управлению ориентацией включают в себя данные по направлению относительно солнца и положению космического аппарата 1. Блок 60 управления управляет работой приводного блока 50, обращаясь к имеющимся данным по управлению ориентацией так, чтобы солнечная батарея 30 принимала солнечный свет от устройства 20 собирания падающего света, на которое в основном падает солнечный свет.

Как описано выше, в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения единственная солнечная батарея 30 может функционировать, взаимодействуя со всеми устройствами 20 для собирания света. Поскольку в этом случае количество солнечных батарей 30 может быть в значительной степени уменьшено, стоимость космического аппарата 1 может быть значительно уменьшена.

Третий вариант осуществления изобретения

На фиг.4 представлена концептуальная схема, иллюстрирующая космический аппарат в соответствии с третьим вариантом осуществления настоящего изобретения. В настоящем изобретении в качестве устройства 20 для собирания света используют щелевое отверстие. В этом случае расстояние от поверхности 11 корпуса до солнечной батареи может быть коротким, а интервал углов приема света может быть широким.

Как отмечено выше, в качестве устройства 20 для собирания света может быть использовано щелевое отверстие, и, помимо этого, в качестве щелевого отверстия может быть использована сотовая конструкция.

Варианты осуществления настоящего изобретения были описаны со ссылками на приложенные чертежи. Однако настоящее изобретение не ограничивается вышеупомянутыми вариантами осуществления, которые могут быть подходящим образом изменены специалистом в данной области техники без выхода за пределы объема совокупности признаков настоящего изобретения.

1. Космический аппарат, содержащий:
корпус космического аппарата, содержащий множество поверхностей, ориентированных в различных направлениях,
множество устройств для собирания света, соответственно расположенных на множестве поверхностей корпуса космического аппарата для собирания падающего солнечного света во внутреннее пространство корпуса,
солнечную батарею, расположенную внутри корпуса космического аппарата для множества устройств для собирания света и предназначенную для приема солнечного света, собранного выбранным одним из множества устройств для собирания света для выработки электрической энергии, и
приводное средство, выполненное с возможностью приведения в движение солнечной батареи для ее поворота к выбранному устройству для собирания света.

2. Космический аппарат по п.1, в котором приводное средство содержит приводное устройство, выполненное с возможностью приведения в движение солнечной батареи для изменения ориентации солнечной батареи, и
блок управления, предназначенный для управления работой приводного устройства, исходя из направления падения солнечного света,
при этом блок управления выполнен с возможностью управления работой приводного устройства так, чтобы солнечная батарея имела возможность приема солнечного света от выбранного устройства для собирания света.

3. Космический аппарат по п.1, в котором корпус имеет форму шестигранника, при этом множество поверхностей корпуса является поверхностями шестигранника.

4. Космический аппарат по любому из пп.1-3, в котором каждое из множества устройств для собирания света представляет собой группу щелевых отверстий.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в раскрывающихся солнечных батареях космических аппаратов. Устройство отделения и раскрытия створок солнечной батареи (УОРССБ) космического аппарата содержит раму, два пакета створок, прижимные замки с крюками, качалки, подпружиненную тягу с коромыслами, взаимодействующими с верхними створками, подпружиненные штоки со сквозными отверстиями под шпильку с торцами, взаимодействующими с профильными пазами, упорные кольца с упорами.

Изобретение относится к механизмам ориентации (поворота) солнечных батарей (СБ). Система поворота СБ содержит корпус (1) с крышками (2), выходной вал, выполненный в виде двух частей (3) и (4) с фланцами (5) и (6) для стыковки с крыльями СБ, и центральный привод (7).

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2).

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.

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, главным образом, к испытаниям систем энергоснабжения космических аппаратов (КА) при изготовлении преимущественно спутников связи. Система электропитания КА содержит солнечные (СБ) и аккумуляторные (АБ) батареи, стабилизированный преобразователь напряжения (СПН) с зарядным (ЗП) и разрядным (РП) преобразователями и стабилизатором выходного напряжения (8).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для изготовления космического аппарата (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА из системы электропитания с солнечными и аккумуляторными батареями (САБ), стабилизированным преобразователем с зарядным и разрядным преобразователями, модуля служебных систем, полезной нагрузки, проводят электрические испытания КА на функционирование, термовакуумные, заключительные с применением имитаторов САБ, подключенных к промышленной сети через систему гарантированного электроснабжения с блокированием работы зарядных преобразователей стабилизированного преобразователя напряжения системы электропитания наземными средствами либо работающих по зарядному интерфейсу без рекуперации энергии заряда в промышленную сеть, проводят испытания на воздействие механических нагрузок и на контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей с применением штатных аккумуляторных и солнечных батарей.

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата, содержащего систему электропитания в составе солнечных батарей, аккумуляторных батарей и стабилизированного преобразователя напряжения, включающий сборку космического аппарата, проведение электрических испытаний на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок и термовакуумных испытаний.

Изобретение относится к электропитанию космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных КА. Способ включает сборку КА, в т.ч.

Изобретение относится к системам энергоснабжения и терморегулирования космических аппаратов (КА). Система терморегулирования КА содержит приборы для отбора, подвода и сброса тепла.

Изобретение относится к источникам электроснабжения космического аппарата. Пары балок, стыкующихся крайними балками с космическим аппаратом, размещены по трем продольным плоскостям вокруг космического аппарата.

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО).

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата включает сборку космического аппарата, содержащего систему электропитания с солнечными батареями, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, электротермовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, включая контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей.

Изобретение относится к системам энергоснабжения наземных потребителей из космоса. .

Способ изготовления космического аппарата относится к космической технике. Способ заключается в том, что производят сборку космического аппарата, проводят электрические испытания на функционирование, испытания на воздействие механических нагрузок, термовакуумные испытания определенным образом. Перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок рассчитывают емкость аккумуляторных батарей, необходимую для проведения работ, заряжают штатные аккумуляторные батареи на суммарную емкость, превышающую расчетную величину. При превышении расчетного значения суммарной емкости батарей делят период работ на части, удовлетворяющие условию расчетной емкости. Контролируют и поддерживают исходное состояние системы электропитания. Обеспечивается функциональная надежность способа изготовления космического аппарата. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх