Система развертывания компонентов

Группа изобретений относится к внешним развертываемым элементам космического аппарата (КА), например панелям солнечных батарей или антенн, устанавливаемым преимущественно на малогабаритных спутниках. Устройство содержит группу панелей, сложенных вплотную друг к другу на стороне КА, группу соединенных с панелями гибких элементов и интерфейсную систему, связанную с указанными группами. Интерфейсная система служит для перевода группы панелей из сложенной конфигурации в развёрнутую, когда группа гибких элементов выдвинута из КА. Технический результат направлен на повышение компактности развертываемых элементов КА в сложенном состоянии. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 38 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Настоящее изобретение относится в целом к развертыванию компонентов, а еще конкретнее к системам для развертывания компонентов. В частности, настоящее изобретение относится к способу и устройству для развертывания компонентов из космического летательного аппарата.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Космические летательные аппараты во время нахождения в космосе используют для различных целей. Космический летательный аппарат, как использовано в настоящей заявке, представляет собой транспортное средство, корабль или машину, выполненную с возможностью выполнения множества операций в космосе. Космический летательный аппарат может представлять собой самодвижущиеся космические транспортные средства, предназначенные для краткосрочных космических полетов, или космические транспортные средства, которые выполнены с возможностью нахождения в космосе в течение длительного времени. В других случаях космический летательный аппарат может представлять собой космическую стацию, спутник или какую-либо иную подходящую конструкцию.

Спутники представляют собой набирающий популярность тип космического летательного аппарата, используемого для выполнения множества различных операций во время нахождения к космосе. Эти спутники используют во множестве разнообразных областей. Например, без ограничения, спутники могут быть использованы для навигации, связи, контроля окружающей среды, прогноза погоды, исследований, вещания и решения других задач. Большинство домов, коммерческих организаций, правительственных организаций и других пользователей могут повседневно использовать спутники для просмотра развлекательных программ, связи, сбора информации и других целей.

Спутники обычно выводятся на орбиту с использованием пусковых транспортных средств, и они могут быть запущены с подвижных платфор или с земли. Размер спутника определяет значение силы тяги, необходимой со стороны пускового транспортного средства для запуска спутника. Для уменьшения стоимости вывода спутника на орбиту, операторы уменьшают размер спутника. По мере уменьшения размера спутника, также уменьшается значение силы тяги, необходимой для запуска спутника. Уменьшение размера спутника, а также тип используемого пускового транспортного средства, уменьшают стоимость запуска спутника на орбиту. В итоге, все большее и большее количество организаций уменьшают размер используемых спутников.

В зависимости от задачи спутника, компоненты могут быть развернуты из спутника во время различных этапов работы. Эти компоненты могут принимать форму панелей. Например, по меньшей мере одно из управляющего устройства, тормозного устройства, антенны, солнечной панели и некоторого другого типа компонента может быть развернуто из спутника.

В некоторых случаях солнечные панели используются спутником для получения энергии от солнца. В данном иллюстративном примере солнечная панель представляет собой группу фотоэлектрических модулей, электрически соединенных с несущей конструкцией. Эти солнечные панели могут храниться рядом с корпусом спутника во время запуска и последующего развертывания во время нахождения этого спутника на орбите. Например, солнечные панели, хранящиеся вплотную к стороне спутника, могут раскладываться. Аналогичным образом, другие компоненты, такие как антенны, хранятся рядом с корпусом спутника во время транспортировки с Земли на орбиту и во время последующего развертывания.

При использовании спутников небольших размеров, вместимость спутника может быть не достаточно большой. Например, спутнику может быть необходимо больше энергии для выполнения рабочих операций, которая может быть получена солнечными панелями, хранящимися в этом спутнике и развертываемыми из него. В других примерах размер антенны, которая может быть развернута из спутника, может не обеспечивать связь в необходимом объеме. В итоге, спутник может не функционировать так, как это необходимо. Таким образом, было бы необходимо создание устройства и способа, которые решают по меньшей мере некоторые из описанных выше проблем, а также решают возможные другие проблемы.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В одном иллюстративном варианте реализации устройство содержит группу панелей, группу гибких элементов, соединенных с группой панелей, и интерфейсную систему, связанную с группой панелей и группой гибких элементов. Группа панелей расположена в сложенной конфигурации вплотную ко множеству сторон космического летательного аппарата. Интерфейсная система выполнена с возможностью перемещения группы панелей из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию, когда эта группа гибких элементов выдвинута из космического летательного аппарата.

Еще в одном иллюстративном варианте реализации предложен способ развертывания группы панелей. Группу гибких элементов выдвигают из космического летательного аппарата. Группу панелей перемещают из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию с использованием интерфейсной системы таким образом, что группа гибких элементов выдвигается из космического летательного аппарата.

Еще в одном иллюстративном варианте реализации система антенн содержит группу гибких стержней, интерфейсную систему и механизм развертывания. Группа гибких стержней связана с группой панелей с отражателем антенны, расположенным в сложенной конфигурации вплотную ко множеству сторон спутника. Интерфейсная система связана с группой панелей с отражателем антенны и группой гибких стержней. Интерфейсная система выполнена с возможностью перемещения группы панелей с отражателем антенны из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию. Механизм развертывания выполнен с возможностью выдвижения группы гибких стержней по мере того, как группа панелей с отражателем антенны совершает перемещение из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию. Еще в одном иллюстративном варианте реализации управляющая система содержит платформу и систему перемещения. Платформа расположена в корпусе спутника. Система перемещения связана с платформой и выполнена с возможностью изменения ориентации платформы для маневрирования группы компонентов в космосе после того, как эта группа компонентов развернута из спутника.

Еще в одном иллюстративном варианте реализации система антенн содержит отражатель для параболических антенн, группу гибких стержней, интерфейсную систему и механизм развертывания. Отражатель для параболических антенн расположен в сложенной конфигурации вплотную ко множеству сторон спутника. Группа гибких стержней связана с отражателем для параболических антенн. Интерфейсная система связана с отражателем для параболических антенн и группой гибких стержней. Интерфейсная система выполнена с возможностью перемещения отражателя для параболических антенн из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию. Механизм развертывания выполнен с возможностью выдвижения группы гибких стержней по мере того, как отражатель для параболических антенн совершает перемещение из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию.

Еще в одном иллюстративном варианте реализации солнечная панель содержит солнечную батарею. Солнечная батарея содержит первую совокупность солнечных модулей и вторую совокупность солнечных модулей. Первая совокупность солнечных модулей выполнена с возможностью складывания вдоль продольной оси, а вторая совокупность солнечных модулей выполнена с возможностью складывания вдоль диагональной оси для формирования сложенной конфигурации солнечной батареи.

В различных вариантах реализации настоящего изобретения свойства и функции могут быть обеспечены независимо друг от друга или могут быть объединены еще в одних вариантах реализации, в которых можно увидеть дополнительные подробные сведения со ссылкой на приведенные далее раздел «Осуществление изобретения» и раздел «Чертежи».

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Новые признаки, рассматриваемые в качестве характеристик иллюстративных вариантов реализации, заданы в прилагаемой формуле изобретения. Однако, иллюстративные варианты реализации, а также предпочтительный режим использования и их дополнительные задачи и признаки будут лучше понятны по ссылке на приведенное далее подробное описание иллюстративного варианта реализации настоящего изобретения при его прочтении со ссылкой на прилагаемые чертежи.

На фиг. 1 показано изображение космического летательного аппарата в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 2 показана структурная схема аэрокосмического транспортного средства в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 3 показана структурная схема интерфейсной системы в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 4 показана структурная схема панели в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 5 показано изображение системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 6 показано изображение системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 7 показано изображение вида в разрезе системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 8 показано изображение системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 9 показан вид в разрезе системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 10 показано изображение сложенной конфигурации панели для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 11 показано изображение панели, развертывающейся из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 12 показано изображение панели, развертывающейся из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 13 показано изображение панели, развертывающейся из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 14 показано изображение панели, развертывающейся из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 15 показано изображение панели, развертывающейся из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 16 показано изображение панели, развертывающейся из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 17 показано изображение панели, развертывающейся из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 18 показан вида в разрезе панели в развернутой конфигурации и интерфейсной системы в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 19 показан вид в разрезе системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 20 показан вид в разрезе системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 21 показан вид в разрезе системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 22 показано изображение спутника с группой панелей, развертываемых из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 23 показано изображение спутника с группой панелей, развертываемых из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 24 показано изображение спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 25 показано изображение спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 26 показано изображение спутника с группой компонентов, развертываемых из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 27 показано изображение солнечной панели в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 28 показано изображение части солнечной батареи в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 29 показано изображение солнечного модуля в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 30 показано изображение солнечного модуля в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 31 показано изображение управляющей системы для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 32 показано изображение вида в разрезе управляющей системы для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 33 показано изображение вида в разрезе управляющей системы для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 34 показано изображение вида в разрезе управляющей системы для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 35 показано изображение блок-схемы процесса развертывания группы панелей в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 36 показано изображение блок-схемы процесса развертывания группы панелей из космического летательного аппарата в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 37 показано изображение способа изготовления и обслуживания космического летательного аппарата в форме блок-схемы в соответствии с иллюстративным вариантом реализации.

На фиг. 38 показано изображение космического летательного аппарата в форме блок-схемы, согласно которой может быть реализован иллюстративный вариант реализации.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Иллюстративные варианты реализации показывают и учитывают один или большее количество различных принципов. Например, иллюстративные варианты реализации показывают и учитывают, что может быть необходимо увеличить размер компонентов, которые развернуты из спутника. Например, иллюстративные варианты реализации показывают и учитывают, что с большими солнечными панелями, развернутыми из спутника, спутником может быть создано большее количество энергии. Данное увеличение энергии может обеспечить дополнительные рабочие возможности спутника и/или увеличить срок функционирования спутника. Аналогичным образом, иллюстративные варианты реализации показывают и учитывают, что увеличение размера антенны, развернутой из спутника, улучшает возможности связи этого спутника.

Однако иллюстративные варианты реализации показывают и учитывают, что некоторые используемые в настоящее время системы развертывания для развертывания компонентов из спутника содержат конструкции, которые могут увеличивать вес спутника более, чем это необходимо, и/или требуют больше пространства для хранения в спутнике, чем это необходимо. Например, некоторые используемые в настоящее время системы содержат панели, хранящиеся вплотную к сторонам спутника. Эти панели развернуты из космического летательного аппарата после вывода спутника на орбиту. Консольные системы для раскладывания панелей могут и не удерживать панели настолько неупругими или плоскими, насколько это необходимо, и могут добавлять больше веса к спутнику, чем это необходимо. Увеличение веса спутника является нежелательным, поскольку стоимость запуска спутника увеличивается по мере увеличения веса этого спутника. Кроме того, размер панелей, надлежащим образом хранящихся вплотную к стороне спутника, может быть ограничен размером спутника.

Иллюстративные варианты реализации дополнительно показывают и учитывают, что некоторые используемые в настоящее время системы развертывания для развертывания компонентов из спутника могут быть и не реализованы так, как необходимо. Например, когда солнечные панели разворачивают, некоторые системы развертывания могут и не развертывать солнечные панели таким образом, что эти солнечные панели уложены горизонтально. В итоге, солнечные панели могут и не захватывать необходимое количества энергии света от солнца.

Таким образом, иллюстративные варианты реализации обеспечивают способ и устройство для развертывания группы панелей. В одном иллюстративном варианте реализации устройство содержит группу панелей, расположенных в сложенной конфигурации вплотную ко множеству сторон космического летательного аппарата, группу гибких элементов, соединенных с группой панелей, и интерфейсную систему, связанную с группой панелей и группой гибких элементов. Интерфейсная система выполнена с возможностью перемещения группы панелей из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию, когда эта группа гибких элементов выдвинута из космического летательного аппарата.

На фигурах и, в частности, на фиг. 1, показано изображение космического летательного аппарата в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. Космический летательный аппарат 100 принимает форму спутника 102.

Как показано, спутник 102 содержит корпус 104 со множеством сторон 106. Множество сторон 106 содержит сторону 108, сторону 110, сторону 112 и сторону 114. Спутник 102 также содержит верхнюю пластину 116 и нижнюю пластину 118.

В данном иллюстративном примере спутник 102 содержит систему 120 развертывания. Система 120 развертывания связана с корпусом 104 спутника 102. В данном иллюстративном примере система 120 развертывания расположена в основной части 122 корпуса 104. Система 120 развертывания выполнена с возможностью развертывания группы компонентов (не показана на данном виде) из спутника 102.

На фиг. 2 показана блок-схема аэрокосмического транспортного средства в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере аэрокосмическое транспортное средство 200 представляет собой транспортное средство, которое выполнено с возможностью полета в атмосфере Земли и/или за пределами атмосферы Земли. Например, аэрокосмическое транспортное средство 200 может быть выбрано из одного из следующего: воздушный летательный аппарат, космический летательный аппарат и некоторый другой подходящий тип аэрокосмического транспортного средства.

Как показано, аэрокосмическое транспортное средство 200 принимает форму космического летательного аппарата 201. В данном показанном примере космический летательный аппарат 100 по фиг. 1представляет собой пример физической реализации космического летательного аппарата 201, показанного в блочной форме на данной фигуре. В данном иллюстративном примере космический летательный аппарат 201 представляет собой спутник 202.

Спутник 202 представляет собой объект, который может быть размещен на орбите. В данном иллюстративном примере спутник 202 представляет собой искусственный спутник. Другими словами, спутник 202 представляет собой созданный человеком спутник.

В данном показанном примере спутник 202 может принимать различные формы. Например, спутник 202 может принимать форму по меньшей мере одного из следующего: астрономический спутник, исследовательский спутник, спутник связи, навигационный спутник, разведовательный спутник, спутник погоды и другие подходящие типы спутников.

Как использовано в настоящей заявке, фраза «по меньшей мере один из», при ее использовании с перечнем объектов, означает, что могут быть использованы различные сочетания из одного или большего количества из перечисленных объектов, а только один из этих объектов в перечне может быть необходим. Объект может представлять собой конкретный объект, вещь или категорию. Другими словами, фраза «по меньшей мере один из» означает, что из данного перечня может быть использовано любое сочетание объектов или множество этих объектов, но не все из этих объектов в данном перечне могут быть необходимы.

Например, «по меньшей мере один из объекта А, объекта В и объекта С» может означать объект А, объект А и объект В, объект В, объект А, объект В и объект С или объект В и объект С. В некоторых случаях «по меньшей мере один из объекта А, объекта В и объекта С» может означать, например, без ограничения, два объекта А, один объект

В и десять объектов С, четыре объекта В и семь объектов С или некоторое другое подходящее сочетание.

В данном иллюстративном примере спутник 202 представляет собой небольшой спутник 204. Небольшой спутник 204 представляет собой спутник с весом от приблизительно 1 грамма до приблизительно 500 килограмм. В других иллюстративных примерах спутник 202 может быть меньше или больше, в зависимости от конкретной реализации. Небольшой спутник 204 может быть выбран как один из следующего: миниатюрный спутник, микроспутник, наноспутник, кубический спутник и другие подходящие типы небольших спутников.

В данном показанном примере спутник 202 содержит корпус 206 со множеством сторон 208. Как использовано в настоящей заявке, фараза «множество» объектов означает один или большее количество объектов. Например, множество сторон 208 представляет собой одну или большее количество сторон.

Как показано, корпус 206 формирует конструкцию спутника 202, которая обеспечивает механическую поддержку спутника 202. В данном иллюстративном примере корпус 206 образован из материала, выбранного как один из следующего: металл, сплав металла, композиционный материал, другие подходящие типы материалов и сочетания этих материалов.

Как показано, система 210 развертывания физически связана с корпусом 206 спутника 202. Первый компонент, такой как система 210 развертывания, можно рассматривать как компонент, физически связанный со вторым компонентом, таким как корпус 206 спутника 202, путем прикрепления к этому второму компоненту, соединения с этим вторым компонентом посредством связующего, крепления к этому второму компоненту, сварки с этим вторым компонентом, скрепления с этим вторым компонентом, соединения с этим вторым компонентом некоторым другим подходящим образом или их сочетание. Первый компонент также может быть соединен со вторым компонентом с использованием третьего компонента. Кроме того, первый компонент можно рассматривать как компонент, связанный со вторым компонентом путем формирования части этого второго компонента, продолжения этого второго компонента или их сочетания.

В данном показанном примере система 210 развертывания расположена в корпусе 206 спутника 202. Система 210 развертывания содержит группу компонентов 212, группу гибких элементов 214, интерфейсную систему 216 и механизм 218 развертывания. Как использовано в настоящей заявке, «группа» объектов представляет собой один или большее количество объектов. Например, группа компонентов 212 представляет собой один или большее количество компонентов. Компоненты в группе компонентов 212 могут содержать те же самые или различные типы компонентов.

В данном иллюстративном примере система 210 развертывания выполнена с возможностью развертывания группы компонентов 212 из спутника 202. Например, система 210 развертывания выполнена с возможностью перемещения группы компонентов 212 от внутренней части 220 спутника 202 к внешней части 222 спутника 202.

В других иллюстративных примерах система 210 развертывания перемещает группу компонентов 212, хранящихся во внешней части 222 спутника 202, в необходимое положение. Например, система 210 развертывания может раскладывать группу компонентов 212.

В данном показанном примере группа компонентов 212 содержит группу панелей 224. Группа панелей 224 представляют собой конструкции, выполненные с возможностью принимать необходимую форму при развертывании из спутника 202. В иллюстративном примере группа панелей 224 может принимать форму плоских, прямоугольных конструкций при развертывании из спутника 202.

Как показано, группа панелей 224 содержит панель 226. Панель 226 может принимать множество различных форм. Например, панель 226 в группе панелей 224 может быть выбрана как одна из следующего: солнечная панель, антенна, тормозное устройство и некоторые подходящие типы панелей.

В данном иллюстративном примере система 210 развертывания выполнена с возможностью перемещения группы панелей 224 между сложенной конфигурацией 228 и развернутой конфигурацией 230. Сложенная конфигурация 228 представляет собой конструкцию из группы панелей 224, в которой каждая из группы панелей 224 согнута поверх себя таким образом, что по меньшей мере часть каждой группы панелей 224 закрывает другую часть каждой группы панелей 224. В сложенной конфигурации 228 каждая из группы панелей 224 может быть сложена множество раз для плотного прилегания в корпусе 206 спутника 202.

Развернутая конфигурация 230 представляет собой конструкцию, в которой группа панелей 224 выдвинута. В данном иллюстративном примере развернутая конфигурация 230 представляет собой разложенную конструкцию группы панелей 224.

Группа панелей 224 в сложенной конфигурации 228 связана со множеством сторон 208 спутника 202. Например, панель 226 в группе панелей 224 сложена вплотную к стороне 232 во множестве сторон 208 корпуса 206 спутника 202.

В данном показаном примере группа гибких элементов 214 соединена с группой панелей 224. Группа гибких элементов 214 выполнена с возможностью выдвижения группы панелей 224 из спутника 202.

В данном иллюстративном примере группа гибких элементов 214 может принимать различные формы. Например, группа гибких элементов 214 может принимать форму стержня, кабель, корда, каната, ленты, провода, пучка, линии или некоторого другого подходящего типа гибкого элемента.

Группа гибких элементов 214 может быть образована из конструкций с различными типами форм сечения. Например, группа гибких элементов 214 может быть образована из конструкций с формой сечения, выбранный по меньшей мере из одного из следующего: круглая форма, треугольная форма, прямоугольная форма, неправильная форма, шестиугольная форма или некоторый другой подходящий тип формы сечения. Группа гибких элементов 214 может иметь ту же самую форму сечения или форму сечения, отличную от других.

В данном иллюстративном примере группа гибких элементов 214 также может быть образована из множества различных типов материалов. Например, группа гибких элементов 214 может быть образована из материала, выбранного по меньшей мере из одного из следующего: композиционный материал, углеродное волокно, металл, сплав металла, стекловолокно, полимер или некоторый другой подходящий материал. Материал, выбранный для группы гибких элементов 214, представляет собой материал, который обеспечивает возможность сгибания группы гибких элементов 214 необходимым образом без разрыва с одновременным обеспечением поддержки группы панелей 224 и интерфейсной системы 216. В данном иллюстративном примере группа гибких элементов 214 может принимать формы группы гибких стержней 215.

Как показано, интерфейсная система 216 физически связана с группой панелей 224 и группой гибких элементов 214. Интерфейсная система 216 выполнена с возможностью перемещения группы панелей 224 из сложенной конфигурации 228 в развернутую конфигурацию 230, когда эта группа гибких элементов 214 выдвинута из спутника 202. Например, интерфейсная система 216 сохраняет группу панелей 224 по существу плоской, когда эта группа панелей 224 находится в развернутой конфигурации 230.

В данном иллюстративном примере механизм 218 развертывания связан с корпусом 206 спутника 202. Например, механизм 218 развертывания может быть расположен в корпусе 206 спутника 202. Механизм 218 развертывания представляет собой механическое устройство, выполненное с возможностью выдвижения группы гибких элементов 214 из внутренней части 220 спутника 202 до внешней части 222 спутника 202 таким образом, что группа панелей 224 совершает перемещение из сложенной конфигурации 228 в развернутую конфигурацию 230.

Как показано, механизм 218 развертывания принимает различные формы. Например, механизм 218 развертывания может принимать форму пружины 233, двигателя 235 и некоторых подходящих типов механизмов развертывания.

Когда механизм 218 развертывания принимает форму пружины 233, эта пружина 233 может быть выбрана из одного из следующего: пружина сжатия, пружина кручения, ходовая пружина, ленточная пружина, плоская пружина, спиральная пружина и другие подходящие типы пружин. Когда механизм 218 развертывания принимает форму двигателя 235, группа гибких элементов 214 может быть развернута из спутника 202 управляемым образом. Другими словами, развертывание группы гибких элементов 214 может быть управляемым на основании скорости двигателя 235. Скорость двигателя 235 может быть предварительно определена или отрегулирована во время развертывания группы гибких элементов 214.

В других иллюстративных примерах механизм 218 развертывания может содержать множество типов устройств в дополнение к пружине 233 и двигателю 235 или вместо них. В данном иллюстративном примере механизм 218 развертывания принимает форму пружины 234 кручения. Пружина 234 кручения представляет собой гибкое, эластичное устройство, которое сохраняет механическую энергию при скручивании.

В данном иллюстративном примере пружина 234 кручения выполнена с возможностью ее накручивания вокруг барабана 236, расположенного в корпусе 206 спутника 202. Группа гибких элементов 214 также выполнена с возможностью ее наматывания на барабан 236. После высвобождения, пружина 234 кручения разматывается с барабана 236 для выдвижения группы гибких элементов 214. Таким образом, группа панелей 224 развернута с использованием группы гибких элементов 214 и пружины 234 кручения. В альтернативном варианте, когда в механизме 218 развертывания используется двигатель 235, этот двигатель 235 вращает барабан 236 для выдвижения группы гибких элементов 214.

В данном показанном примере группа панелей 224 соединена с корпусом 206 спутника 202 во множестве мест 238 контакта вдоль корпуса 206. Множество мест 238 контакта расположено на множестве сторон 208 корпуса 206 спутника 202. Например, панель 226 может быть соединена со стороной 232 корпуса 206 в месте 240 контакта.

Каждая из группы панелей 224 может быть соединена с корпусом 206 во множестве мест 238 контакта несколькими способами. Например, каждая из группы панелей 224 может быть соединена с корпусом 206 во множестве мест 238 контакта с использованием адгезива. В одном иллюстративном примере каждая из группы панелей 224 может быть соединена с корпусом 206 во множестве мест 238 контакта с использованием крепежей. Эти крепежи могут быть выбраны как один из следующего: скобы, штыри, винты, стяжки и другие подходящие типы крепежей.

Как показано, группа панелей 224 расположена вплотную ко множеству сторон 208 корпуса 206 спутника 202, когда эта группа панелей 224 расположена в сложенной конфигурации 228. Множество дверей 242 связано с группой панелей 224, расположенных вплотную ко множеству сторон 208 корпуса 206.

В данном иллюстративном примере множество дверей 242 выполнено с возможностью закрытия группы панелей 224, расположенных вплотную ко множеству сторон 208 корпуса 206 в сложенной конфигурации 228, и с возможностью открытия таким образом, что группа панелей 224 совершает перемещение из сложенной конфигурации 228 в развернутую конфигурацию 230. Например, дверь 244 во множестве дверей 242 выполнена с возможностью открытия для перемещения панели 226, расположенной вплотную к стороне 232 корпуса 206, из сложенной конфигурации 228 в развернутую конфигурацию 230.

Как показано, корпус 206 спутника 202 также содержит управляющую систему 246. Управляющая система 246 выполнена с возможностью маневрирования группы компонентов 212 в космосе после того, как эта группа компонентов 212 была развернута с использованием системы 210 развертывания. Например, управляющая система 246 перемещает группу панелей 224 таким образом, что эта группа панелей 224 обращена по меньшей мере к одному из следующего: солнце, намеченная цель и некоторая другая подходящая конструкция в космосе. Управляющая система 246 перемещает группу панелей 224 с одновременным перемещением корпуса спутника 202 по направлению к конструкции, по направлению от этой конструкции, по направлению к другому интересуемому объекту или которому их сочетанию.

В одном иллюстративном примере управляющая система 246 необходимым образом перемещает группу панелей 224 таким образом, что может быть достигнута цель полета. Например, управляющая система 246 может наклонять группу панелей 224 таким образом, что группа панелей 224 принимает необходимое количество электромагнитных сигналов.

В данном иллюстративном примере управляющая система 246 содержит платформу 248 и систему 249 перемещения. В других иллюстративных примерах управляющая система 246 содержит другие компоненты и сочетания этих компонентов. Компоненты в управляющей системе 246 выполнены с возможностью изменения ориентации платформы 248. В частности, компоненты в управляющей системе 246 выполнены с возможностью изменения нормального верктора плоскости развернутой платформы 248 таким образом, что группа панелей 224 может указывать в любое количество интересуемых областей.

Как показано, платформа 248 расположена в корпусе 206 спутника 202. В некоторых иллюстративных примерах платформа 248 расположена в пространстве между группой панелей 224 в спутнике 202. В данном случае платформа 248 прикреплена к группе панелей 224 таким образом, что перемещение этой платформы 248 изменяет конфигурацию группы панелей 224.

В данном показанном примере система 249 перемещения выполнена с возможностью наклона вектора нормали платформы 248 в его необходимое место. Система 249 перемещения может содержать, например, без ограничения, по меньшей мере один двигатель с зубчато-реечным устройством или некоторый другой подходящий тип системы перемещения.

В некоторых иллюстративных примерах управляющая система 246 содержит по меньшей мере одно место поворота, вокруг которого платформа 248 наклонена с использованием системы 249 перемещения. Еще в одних примерах управляющая система 246 может содержать пружины в дополнение к системе 249 перемещения, которые выполнены с возможностью выдвижения, когда система 249 перемещения совершает стягивание и сжатие при ее выдвижении. В данном случае пружины выполнены для уравновешивания действий системы 249 перемещения и/или уменьшения вращающего момента со стороны этой системы 249 перемещения. В итоге, может быть уменьшен размер системы 249 перемещения.

При использовании системы 210 развертывания для спутника 202, группа панелей 224 может быть развернута из этого спутника 202 необходимым образом. В итоге, большие панели могут храниться позади множества дверей 242 в сложенной конфигурации 228 по сравнению с некоторыми используемыми в настоящее время системами. Группа гибких элементов 214 и интерфейсная система 216 обеспечивают возможность выдвижения группы панелей 224 необходимым образом так, что раскладывается каждая из группы панелей 224.

На фиг. 3 показано изображение блок-схемы интерфейсной системы в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере показаны компоненты в интерфейсной системе 216 по фиг. 2.

Как показано, интерфейсная система 216 содержит соединители 300 и группу конструкций 302 взаимодействия. Соединители 300 связаны с группой панелей 224 и группой гибких элементов 214 по фиг. 2. В данном иллюстративном примере соединители 300 выполнены с возможностью прикрепления к группе панелей 224. Например, соединитель 304 в соединителях 300 выполнен с возможностью прикрепления к панели 226 по фиг. 2 в группе панелей 224.

В данном иллюстративном примере каждый один из соединителей 300 прикрепляется к одной из группы панелей 224 в различных местах на панели. Например, когда три соединителя 300 соединены с панелью 226, а панель 226 представляет собой прямоугольную конструкцию, каждый из этих соединителей прикреплен к углу панели 226. Таким образом, один угол панели 226 прикреплен механически и электрически к корпусу 206 спутника 202 в месте 240 контакта по фиг. 2, а каждый из трех соединителей 300 прикреплен к панели 226 в одном из трех углов панели 226.

В данном иллюстративном примере соединители 300 выполнены с возможностью перемещения по мере разворачивания панели 226 из спутника 202. Например, соединители 300 совершают перемещение по мере того, как панель 226 перемещают из сложенной конфигурации 228 в развернутую конфигурацию 230.

В данном показанном примере соединители 300 содержат каналы 306. Каждый из соединителей 300 содержит один из каналов 306. Например, соединитель 304 содержит канал 308. Каналы 306 выполнены с возможностью приема группы конструкций взаимодействия 302.

В данном иллюстративном примере каналы 306 могут представлять собой каналы с тем же самым размером или различными размерами. В качестве примера, один из каналов 306 может быть больше, чем другой канал из каналов 306. Когда выполнено три или большее количество каналов 306, каждый канал может иметь различный размер.

В данном показанном примере группа конструкций взаимодействия 302 связана с группой гибких элементов 214. Например, группа конструкций взаимодействия 302 может быть прикреплена к группе гибких элементов 214 в различных местах вдоль этой группы гибких элементов 214. В данном иллюстративном примере каждая конструкция из группы конструкций 302 взаимодействия имеет различный размер.

Каналы 306 соответствуют группе конструкций взаимодействия 302. В частности, один из каналов 306 соответствует одной из группы конструкций 302 взаимодействия. Например, канал 308 в соединителе 304 соответствует конструкции 310 взаимодействия в группе конструкций 302 взаимодействия.

Конструкция 310 взаимодействия в группе конструкций 302 взаимодействия выполнена с возможностью взаимодействия с соединителем 304 в соединителях 300 для перемещения панели 226 в группе панелей 224 из сложенной конфигурации 228 в развернутую конфигурацию 230. В данном случае канал 308 имеет такую форму, что конструкция 310 взаимодействия может быть принята каналом 308 необходимым образом. По мере того, как конструкция 310 взаимодействия принимается каналом 308, эти два компонента помогают в поддержании развернутой конфигурации 230 панели 226.

В данном иллюстративном примере конструкция 310 взаимодействия принимает форму сферы 312. Сфера 312 взаимодействует с каналом 308 в соединителе 304. Канал 308 имеет такую форму, что сфера 312 принимается каналом 308. Например, канал 308 может иметь форму конуса.

Группа гибких элементов 214 проходит через каналы 306 соединителей 300. Таким образом, по мере того, как выдвигают группу панелей 224, каждая из группы конструкций 302 взаимодействия взаимодействует с соответствующим одним из соединителей 300 в зависимости от размера и формы каждого из каналов 306 в соединителях 300. В итоге, взаимодействие группы конструкций 302 взаимодействия с каналами 306 в соединителях 300 перемещает каждую из группы панелей 224 из сложенной конфигурации 228 в развернутую конфигурацию 230.

На фиг. 4 показана блок-схема панели в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере показаны компоненты, которые могут формировать панель 226 по фиг. 2.

Как показано, панель 226 может быть выбрана из солнечной панели 400, антенны 402 или тормозного устройства 404. В других иллюстративных примерах в зависимости от конкретной реализации для панели 226 могут быть использованы другие типы панелей.

В данном показанном примере солнечная панель 400 выполнена с возможностью подачи электрической энергии на спутник 202 по фиг. 2. Солнечная панель 400 создает электрическую энергию из солнца.

Солнечная панель 400 содержит солнечную батарею 406. В данном иллюстративном примере солнечная батарея 406 представляет собой конструкцию из солнечных модулей 408. Солнечные модули 408 содержат ячейки, выполненные с возможностью преобразования солнечного излучения в энергию постоянного тока. Солнечная батарея 406 содержит первую совокупность солнечных модулей 410 и вторую совокупность солнечных модулей 412. Солнечная панель 400 с солнечной батареей 406 выполнена с возможностью складывания в сложенную конфигурацию и хранится позади множества дверей 242 на фиг. 2.

В данном иллюстративном примере первая совокупность солнечных модулей 410 выполнена с возможностью складывания вдоль продольной оси 414 солнечной батареи 406. Вторая совокупность солнечных модулей 412 выполнена с возможностью складывания вдоль диагональной оси 416 солнечной батареи 406. Первая совокупность солнечных модулей 410 и вторая совокупность солнечных модулей 412 формируют сложенную конфигурацию солнечной батареи 406.

Как показано, антенна 402 представляет собой устройство, которое отправляет и принимает сигналы спутника 202. В некоторых иллюстративных примерах антенна 402 может принимать форму параболической антенны. Параболическая антенна представляет собой антенну с криволинейной поверхностью с формой сечения в виде параболы, выполненную с возможностью направления радиоволн. В других иллюстративных примерах антенна 402 имеет плоскую, прямоугольную конструкцию, схожую с конструкцией солнечной панели 400.

Антенна 402 может быть расположена вплотную к стороне 232 корпуса 206 спутника 202 по фиг. 2 во время запуска и последующего развертывания для выполнения операций связи спутника 202. Эти операции связи могут принимать форму телефонной связи, телевизионной связи, радиосвязи, Интернет-операций, военной связи и других типов операций связи, применяющих различные частоты из электромагнитного спектра.

В данном показанном примере тормозное устройство 404 представляет собой конструкцию, используемую для замедления перемещения спутника 202. Тормозное устройство 404 может быть развернуто во время различных этапов работы спутника 202 для создания торможения.

Изображение аэрокосмического транспортного средства 200 на фиг.2 и компонентов в аэрокосмическом транспортном средстве 200 не означает введение физических или архитектурных ограничений способом, которым может быть реализован иллюстративный вариант реализации. В дополнение к показанным компонентам или вместо них могут быть использованы другие компоненты. Некоторые компоненты являются необязательными. Кроме того, блоки представлены для иллюстрации некоторых функциональных компонентов. Один или большее количество из этих блоков могут быть объединены, разделены или объединены и разделены на различные блоки при реализации в иллюстративном варианте реализации.

Например, несмотря на то, что иллюстративные примеры иллюстративного варианта реализации описаны по отношению к космическому летательному аппарату, иллюстративный вариант реализации может быть применен к другим типам платформ. Платформа может представлять собой, например, подвижную платформу, стационарную платформу, наземную конструкцию, водную конструкцию и космическую конструкцию. В частности, платформа может представлять собой надводное судно, танк, личный транспорт, поезд, воздушный летательный аппарат, подводное судно, автомобиль, силовую установку, мост, дамбу, дом, ветроэнергетическую установку, производственный объект, здание и другие подходящие платформы.

В некоторых иллюстративных примерах аэрокосмическое транспортное средство 200 принимает форму воздушного летательного аппарата. В иллюстративном примере аэрокосмическое транспортное средство 200 принимает форму беспилотного летательного аппарата. В данном случае система 210 развертывания может быть использована для развертывания группы компонентов 212 из беспилотного летательного аппарата. Например, тормозное устройство может быть развернуто из беспилотного летательного аппарата для создания торможения для замедления этого беспилотного летательного аппарата.

В других иллюстративных примерах спутник 202 представляет собой другой тип спутника, отличный от маленького спутника 204. Еще в одних иллюстративных примерах управляющая система 246 отсутствует в спутнике 202.

Еще в одном иллюстративном примере солнечные модули 408 в солнечной батарее 406 на фиг. 4 содержат только одну совокупность солнечных модулей с одним и тем же типом. В данном случае все солнечные модули 408 могут быть выполнены с возможностью складывания вдоль всей продольной оси 414 или диагональной оси 416 солнечной батареи 406.

В одном иллюстративном примере панель 226 может содержать два или большее количество типов матриц. Например, половина панели 226 может представлять собой солнечную панель, а другая половина панели 226 может представлять собой антенну. В данном примере панель 226 обеспечивает различные функции спутника 202. Еще в одном иллюстративном примере группа панелей 224 может быть развернута в различные моменты времени по отношению друг к другу.

Несмотря на то, что в одном примере панель 226 в группе панелей 224 была описана в виде плоской, прямоугольной конструкции, эта панель 226 может принимать другие формы. Например, панель 226 может содержать параболическую конструкцию, кольцевую конструкцию, сферу, треугольную конструкцию, шестиугольную конструкцию или некоторый другой подходящий тип конструкции. Когда панель 226 не представляет собой прямоугольную конструкцию, большее или меньшее количество соединителей и конструкций взаимодействия могут быть использованы для развертывания этой панели 226.

На фиг. 5 показано изображение системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере показана система 120 развертывания со стороны основной части 122 по фиг. 1. Другие компоненты в спутнике 102 были удалены на данном изображении для того, чтобы более подробно показать систему 120 развертывания.

Как показано, множество дверей 500 связано со множеством сторон 106 корпуса 104 спутника 102. В данном иллюстративном примере группа компонентов 502 хранится позади множества дверей 500. Множество дверей 500 выполнено с возможностью открытия для развертывания группы компонентов 502 из спутника 102.

В данном показанном примере дверь 504, дверь 506, дверь 508 и дверь 510 связаны соответственно со стороной 108, стороной 110, стороной 112 и стороной 114 корпуса 104 спутника 102. По меньшей мере одна из двери 504, двери 506, двери 508 и двери 510 выполнена с возможностью открытия для развертывания группы компонентов 502 из спутника 102.

Например, команда может быть отправлена на устройство в системе 120 развертывания для выполнения команды открытия дверей. Данное устройство может представлять собой пусковой фиксатор (не показан на данном виде). В одном иллюстративном примере пусковой фиксатор содержит электрически управляемый нагревательный элемент, расположенный рядом с полимерным проводом. После приведения в действие, множество дверей 500 открываются с использованием, например, без ограничения, пружин кручения. В других иллюстративных примерах пусковой фиксатор может содержать проволочный предохранитель с электрически управляемым натяжением или некоторый другой подходящий компонент, в зависимости от конкретной реализации.

Как показано, система 120 развертывания используется для развертывания группы компонентов 502 из спутника 102 после того, как было открыто множество дверей 500. В некоторых примерах часть системы 120 развертывания может быть открыта по отношению к внешней среде, окружающей основную часть 122 корпуса 104 спутника 102. В данном иллюстративном примере между группой компонентов 502 выполнено пространство 512.

На фиг. 6 показано изображение системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере спутник 102 по фиг. 1 показан со множеством дверей 500 в открытом положении для открытия группы компонентов 502, хранящихся позади этого множества дверей 500.

В данном иллюстративном примере группа компонентов 502 содержит группу панелей 600. В данном иллюстративном примере группа панелей 600 представляет собой солнечные панели. Дверь 504, дверь 506, дверь 508 и дверь 510 были открыты для открытия соответственно панели 602, панели 604, панели 606 и панели 608. Группа панелей 600 может быть теперь развернута из спутника 102 с использованием системы 120 развертывания.

На фиг. 7 показан вид в разрезе системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере показан вид системы 120 развертывания в разрезе, выполненном вдоль линий 7-7 на фиг. 6. В данном иллюстративном примере более подробно показаны компоненты в системе 120 развертывания в основной части 122 корпуса 104 спутника 102.

Как показано, система 120 развертывания содержит барабан 700, камеру 701, отделение 702 для пружины, множество отделений 704 для стержней, подшипник 706 и пусковой фиксатор 708. Пружина 710 намотана вокруг барабана 700 и хранится в отделении 702 для пружины.

Камера 701 системы 120 развертывания вмещает отделение 702 для пружины, множество отделений 704 для стержней, пружину 710 и группу гибких стержней 712. В данном иллюстративном примере группа гибких стержней 712 представляет собой пример одной реализации типа группы гибких элементов, которые могут быть развернуты из спутника 102.

В данном показанном примере группа гибких стержней 712 намотана вокруг барабана 700 и хранится во множестве отделений 704 для стержней. В данном иллюстративном примере каждый гибкий стержень в группе гибких стержней 712 хранится в одном из множества отделений 704 для стержней.

Когда высвобождается пружина 710, хранящаяся в отделении 702 для пружины, происходит разматывание этой пружины 710. Подшипник 706, прикрепленный к барабану 700, вызывает вращение этого барабана 700 по мере разматывания пружины 710. Данное разматывание и перемещение барабана 700 с использованием подшипника 706 вызывает то, что группа гибких стержней 712 выталкивается из множества отделений 704 для стержней. Множество отделений 704 для стержней направляет каждый из группы гибких стержней 712 для выдвижения необходимым образом. В данном иллюстративном примере подшипник 706 принимает форму надежного подшипника. В других иллюстративных примерах подшипник 706 может принимать другие формы, обеспечивающие поворот барабана 700.

Как показано, пусковой фиксатор 708 приводит в действие разматывание пружины 710 с барабана 700. Пусковой фиксатор 708 также вызывает открытие множества дверей 500 с использованием, например, пружин кручения в каждом дверном навесе.

На фиг. 8 показано изображение системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере вид системы 120 развертывания показан в направлении линий 8-8 на фиг. 6.

Как показано, камера 701 системы 120 развертывания имеет отверстие 800. Группа гибких стержней 712 во множестве отделений 704 для стержней видна через отверстие 800. Гибкий стержень 802 выдвигается из отверстия 800 в системе 120 развертывания по мере того, как пружина 710 разматывается с барабана 700, показанного на фиг. 7. Гибкий стержень 802 выполнен с возможностью развертывания панели 604 по мере выдвижения этого гибкого стержня 802.

В данном иллюстративном примере первый конец 804 гибкого стержня 802 прикреплен к цилиндрической гайке 806. Цилиндрическая гайка 806 представляет собой тип гайки, которая содержит резьбы, перпендикулярные длине этой гайки. Второй конец гибкого стержня 802 (не показан) прикреплен к барабану 700.

В некоторых иллюстративных примерах цилиндрическая гайка 806 выполнена с возможностью поворота по мере того, как гибкий стержень 802 выдвигается из камеры 701. Например, цилиндрическая гайка 806 может совершать поворот в направлении стрелки 808 по мере того, как гибкий стержень 802 выдвигается из камеры 701. Каждый стержень в группе гибких стержней 712 выдвигается схожим образом из другой стороны спутника 102.

Несмотря на то, что первый конец 804 гибкого стержня 802 показан и описан как конец, прикрепленный к цилиндрической гайке 806, этот первый конец 804 может быть прикреплен в системе 120 развертывания некоторым другим образом. Например, первый конец 804 гибкого стержня 802 может быть прикреплен с использованием различного типа части или сочетания частей в дополнение к цилиндрической гайке 806 или вместо нее.

На фиг. 9 показан вид в разрезе системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере показан вид системы 120 развертывания для спутника 102 в разрезе, выполненном вдоль линий 9-9 на фиг. 6.

Как показано, пружина 710 показана накрученной вокруг барабана 700. Первый конец 900 пружины 710 прикреплен к конструкции в камере 701 системы 120 развертывания в месте 902 контакта. Второй конец 904 связан с барабаном 700. Второй конец 904 пружины 710 соединен с барабаном 700 в месте 906 контакта. В данном показанном примере пружина 710 разматывается в направлении стрелки 908.

На фиг. 10-18 показано развертывание панели из спутника с использованием системы развертывания. В частности, на фиг.10-18 показана система 120 развертывания по мере перемещения панели 604 из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию из стороны 110 спутника 102. Несмотря на то, что на фиг. 10-18 показано перемещение одной панели 604, панель 602, панель 606 и панель 608 (не показаны на этих фигурах) разворачиваются из спутника 102 схожим образом.

На фиг. 10 показано изображение сложенной конфигурации панели спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном иллюстративном примере дверь 506 может быть открыта, а панель 604 может быть готова для развертывания. Панель 604 расположена в сложенной конфигурации 1000. В данном иллюстративном примере панель 604 выполнена с возможностью раскладывания в плоскую, прямоугольную конструкцию.

На фиг. 11 показано изображение панели, развертываемой из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере первое перемещение панели 604 предназначено для раскладывания пополам по мере открытия двери 506.

Пружина 710 (не показана на данном виде) в этот раз не начала разматываться с барабана 700. Когда пружина 710 начинает разматываться и перемещать барабан 700, гибкий стержень 802 в группе гибких стержней 712 продвигается в направлении стрелки 1100.

На фиг 12 показано изображение панели, развертывающейся из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере пружина 710 начинает разматываться с барабана 700. По мере того, как пружина 710 разматывается с барабана 700, гибкий стержень 802 в группе гибких стержней 712 продвигается из спутника 102, что вызывает дополнительное раскладывание панели 604.

В данном иллюстративном примере интерфейсная система 1200 связана с группой гибких стержней 712 и панелью 604. Интерфейсная система 1200 содержит соединители 1202 и конструкции 1204 взаимодействия. Соединители 1202 соединены с панелью 604, а конструкции 1204 взаимодействия соединены с гибким стержнем 802.

В данном иллюстративном примере соединители 1202 для панели 604 содержат соединитель 1207, соединитель 1208 и соединитель 1210. Каждый один из соединителя 1207, соединителя 1208 и соединителя 1210 прикреплен к другому углу панели 604. Четвертый угол панели 604 прикреплен к корпусу 104 спутника 102 в месте контакта (не показано на данном виде) на корпусе 104.

В данном показанном примере каждая из конструкций 1204 взаимодействия выполнена с возможностью взаимодействия с одним из соединителей 1202. В частности, каждая из конструкций 1204 взаимодействия принята каналом (не показан на данном виде) в одном из соединителей 1202.

В данном иллюстративном примере каналы в соединителях 1202 имеют различные размеры, так что каждый из соединителей 1202 взаимодействует с конструкций 1204 взаимодействия с различным размером. Таким образом, некоторые конструкции 1204 взаимодействия будет продвигаться через каналы в соединителях 1202 до взаимодействия с соответствующим соединителем.

На данном виде показана конструкция 1212 взаимодействия в конструкциях 1204 взаимодействия. Конструкция 1212 взаимодействия соединена с гибким стержнем 802 и перемещается по мере того, как гибкий стержень 802 выдвигается системой 120 развертывания. Конструкция 1212 взаимодействия выполнена с возможностью ее приема каналом в соединителе 1207. Конструкция 1212 взаимодействия продвигается через канал в соединителе 1210 и канал в соединителе 1208 до взаимодействия с соединителем 1207.

На фиг. 13 показано изображение панели, развертывающейся из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. На данном виде конструкция 1212 взаимодействия была принята каналом в соединителе 1207. В данном иллюстративном примере соединитель 1207 прикреплен к углу 1300 панели 604.

Взаимодействие конструкции 1212 взаимодействия с соединителем 1207 способствует раскладыванию панели 604 необходимым образом. В частности, взаимодействие конструкции 1212 взаимодействия с соединителем 1207 помогает выпрямлению панели 604.

В данном показанном примере показана конструкция 1302 взаимодействия в конструкциях 1204 взаимодействия. Конструкция 1302 взаимодействия прикреплена к гибкому стержню 802 и перемещается по мере выдвижения гибкого стержня 802. Конструкция 1302 взаимодействия выполнена с возможностью ее приема каналом в соединителе 1208.

Как показано, конструкция 1302 взаимодействия продвигается через канал в соединителе 1210 до взаимодействия с каналом в соединителе 1208. На данном виде конструкция 1302 взаимодействия совершает перемещение из камеры 701, показанной на фиг. 7.

На фиг. 14 показано изображение панели, развертывающейся из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. На данном виде показана конструкция 1400 взаимодействия в конструкциях 1204 взаимодействия. Конструкция 1400 взаимодействия соединена с гибким стержнем 802 и перемещается по мере того, как этот гибкий стержень 802 выдвигается системой 120 развертывания.

В данном показанном примере конструкция 1400 взаимодействия выполнена с возможностью взаимодействия с каналом в соединителе 1210. На данном виде конструкция 1400 взаимодействия совершает перемещение из камеры 701, показанной на фиг. 7.

На фиг. 15 показано изображение панели, развертывающейся из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере панель 604 соединена с корпусом 104 спутника 102 в месте 1500 контакта на корпусе 104. В данном иллюстративном примере угол 1502 панели 604 соединен с корпусом 104 в месте 1500 контакта.

Как показано, конструкция 1302 взаимодействия была принята каналом в соединителе 1208. В данном иллюстративном примере соединитель 1208 соединен с углом 1504 панели 604. Взаимодействие конструкции 1302 взаимодействия с соединителем 1208 дополнительно выпрямляет панель 604.

Затем, на фиг. 16 показано изображение панели, развертывающейся из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. По мере большего развертывания гибкого стержня 802 из спутника 102, панель 604 продолжает раскладываться и выпрямляться.

На фиг. 17 показано изображение панели, разворачиваемой из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. На данном виде конструкция 1400 взаимодействия была принята каналом в соединителе 1210. В данном иллюстративном примере соединитель 1210 прикреплен к углу 1700 панели 604. Когда конструкция 1400 взаимодействия приведена во взаимодействие с соединителем 1210, панель 604 выпрямляется.

Панель 604 теперь расположена в развернутой конфигурации 1702. Усилия в направлении стрелки 1704, стрелки 1706 и стрелки 1708 продолжают выпрямлять панель 604 и удерживать эту панель 604 в развернутой конфигурации 1702.

На фиг. 18 показан вид в разрезе панели в развернутой конфигурации и интерфейсной системы в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере показан вид панели 604 в развернутой конфигурации 1702 с интерфейсной системой 1200 в разрезе, выполненном вдоль линий 18-18 на фиг. 17.

На данном виде каналы 1800 выполнены в соединителях 1202. Каналы 1800 содержат канал 1802, канал 1804 и канал 1806. Канал 1802 соответствует соединителю 1207, канал 1804 соответствует соединителю 1208, а канал 1806 соответствует соединителю 1210.

Как показано, канал 1802, канал 1804 и канал 1806 имеют различные размеры. В данном иллюстративном примере канал 1802 представляет собой наименьший канал, канал 1804 представляет собой следующий наибольший канал, а канал 1806 представляет собой наибольший канал. Размеры каналов 1800 выбраны таким образом, что только одна из конструкций 1204 взаимодействия принята каждым из каналов 1800. В данном иллюстративном примере конструкция 1212 взаимодействия продвигается через канал 1806 и канал 1804 до приема каналом 1802. Аналогичным образом, конструкция 1302 взаимодействия продвигается через канал 1806 до приема каналом 1804. В данном иллюстративном примере конструкция 1400 взаимодействия принята каналом 1806.

Несмотря на то, что на фиг. 10-18 показано развертывание панели 604, другие панели в группе панелей 600 могут быть развернуты схожим образом. В некоторых примерах одна или большее количество из группы панелей 600 может быть развернута в тот же самый момент времени или в различные моменты времени.

Кроме того, несмотря на то, что интерфейсная система 1200 показана с тремя соединителями 1202 и тремя конструкциями 1204 взаимодействия 1204, могут быть использованы другое количество соединителей 1202 и соответствующих конструкций 1204 взаимодействия. Например, для развертывания панели 604 могут быть использованы два соединителя, четыре соединителя, пять соединителей, двенадцать соединителей или некоторое другое количество пар соединителей 1202 с соответствующими конструкциями 1204 взаимодействия.

На фиг. 19-21 показано развертывание группы гибких стержней из спутника с использованием системы развертывания. В частности, на фиг. 19-21 показан вид спутника 102 с системой 120 развертывания в разрезе, выполненном вдоль линий 19-19 на фиг. 6, по мере того, как группу стержней 612 выдвигают из системы 120 развертывания. Группа гибких стержней 712 показана без группы панелей 600 для иллюстрации перемещения группы этих гибких стержней 712. Каждая из группы панелей 600 раскладывается схожим образом с панелью 604, показанной на фиг. 10-18.

На фиг. 19 показан вид в разрезе системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере группа гибких стержней 712 начала выдвигаться из камеры 701 системы 120 развертывания.

Группа гибких стержней 712 содержит гибкий стержень 1900, гибкий стержень 1902 и гибкий стержень 1904 в дополнение к гибкому стержню 802. В данном иллюстративном примере гибкий стержень 1900 прикреплен к цилиндрической гайке 1906, гибкий стержень 1902 прикреплен к цилиндрической гайке 1908, а гибкий стержень 1904 прикреплен к цилиндрической гайке 1910. Цилиндрическая гайка 1906, цилиндрическая гайка 1908 и цилиндрическая гайка 1910 выполнены с возможностью поворота по мере того выдвижения каждого соответствующего гибкого стержня, как описано по отношению к гибкому стержню 802 и цилиндрической гайке 806 на фиг. 8.

На фиг. 20 показан вид в разрезе системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере пружина 710 начала разматываться с барабана 700, как описано на фиг. 9, что вызывает то, что группа гибких стержней 712 выдвигается из камеры 701 системы 120 развертывания.

Конструкции 2000 взаимодействия также разворачиваются из камеры 701 по мере выдвижения группы гибких стержней 712. В данном иллюстративном примере конструкции 2000 взаимодействия прикреплены к гибкому стержню 1900, конструкции 2002 взаимодействия прикреплены к гибкому стержню 1902, а конструкции 2004 взаимодействия прикреплены к гибкому стержню 1904 согласно данному иллюстративному примеру.

На фиг. 21 показан вид в разрезе системы развертывания для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере группа гибких стержней 712 полностью выдвинута.

На фиг. 22 показано изображение спутника с группой панелей, развернутой из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере спутник 102 показан после того, как группа панелей 600 была развернута из спутника 102 с использованием системы 120 развертывания, которая описана на фиг. 10-21. На данном виде все четыре панели в группе панелей 600 были развернуты системой 120 развертывания. Группа панелей 600 может быть использована для создания электрической энергии для спутника 102.

На фиг. 23 показано изображение спутника с группой панелей, развернутой из спутника, в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере спутник 2300 представляет собой пример другой физической реализации спутника 202, показанного в блочной форме на фиг. 2.

В данном иллюстративном примере спутник 2300 показан после того, как группа панелей 2302 была развернута из спутника 2300 с использованием системы 2304 развертывания. Система 2304 развертывания функционирует схожим образом, как и система 120 развертывания, которая описана согласно фиг. 1 и фиг. 5-21.

Как показано, группа панелей 2302 представляет собой группу панелей 2303 с отражателем антенны. Группа панелей 2303 с отражателем антенны содержит панель 2306, панель 2308, панель 2310 и панель 2312. В данном иллюстративном примере панель 2306, панель 2308, панель 2310 и панель 2312 представляют собой матрицы отражающих антенн.

Панель 2306, панель 2308, панель 2310 и панель 2312 представляют собой часть системы 2314 антенн. Группа панелей 2303 с отражателем антенны в системе 2314 антенн выполнена с возможностью отражения радиоволн в необходимом направлении. В данном иллюстративном примере корпус спутника 2300 используют в качестве части конструкции системы 2314 антенн. Размер каждой панели из группы панелей 2303 с отражателем антенны не ограничен размером спутника 2300.

На фиг. 24 показано изображение спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере спутник 2400 представляет собой пример другой физической реализации спутника 202, показанного в блочной форме на фиг. 2.

Как показано, спутник 2400 содержит корпус 2402 со множеством сторон 2404. Множество сторон 2404 содержит сторону 2406, сторону 2408, сторону 2410 и сторону 2412. Спутник 2400 также содержит верхнюю пластину 2414 и нижнюю пластину 2416.

Спутник 2400 содержит группе солнечных панелей 2417. В данном иллюстративном примере группа солнечных панелей 2417 содержит солнечную панель 2418, солнечную панель 2419, солнечную панель 2420 и солнечную панель 2421. Солнечная панель 2418, солнечная панель 2419, солнечная панель 2420 и солнечная панель 2421 связаны соответственно со стороной 2406, стороной 2408, стороной 2410 и стороной 2412 спутника 2400.

В данном иллюстративном примере спутник 2400 также содержит систему 2422 развертывания. Система 2422 развертывания связана с корпусом 2402 спутника 2400. Система 2422 развертывания выполнена с возможностью развертывания группы компонентов (не показана на данном виде) из спутника 2400 после того, как солнечная панель 2418, солнечная панель 2419, солнечная панель 2420 и солнечная панель

2421 были разложены из спутника 2400.

На фиг. 25 показано изображение спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере спутник 2400 по фиг.24 показан с солнечной панелью 2418, солнечной панелью 2419, солнечной панелью 2420 и солнечной панелью 2421 в разложенном положении. Отражатель 2500 для параболических антенн расположен в сложенной конфигурации 2501 вокруг множества сторон 2404 спутника 2400. Таким образом, отражатель 2500 для параболических антенн хранится в сложенной конфигурации 2501 между группой солнечных панелей 2417 и множеством сторон 2404 спутника 2400 до момента развертывания.

Отражатель 2500 для параболических антенн выполнен с возможностью его развертывания с использованием системы 2422 развертывания. В данном иллюстративном примере система 2422 развертывания расположена в верхней части спутника 2400. Система

2422 развертывания может содержать группу гибких стержней, интерфейсную систему и механизм развертывания. Механизм развертывания выдвигает группу гибких стержней из системы 2422 развертывания для развертывания отражателя 2500 для параболических антенн, как описано выше.

Группа конструктивных стержней 2502 прикреплена к отражателю 2500 для параболических антенн. Группа конструктивных стержней 2502 выполнена с возможностью развертывания с отражателем 2500 для параболических антенн таким образом, что этот отражатель 2500 для параболических антенн имеет необходимую форму.

В данном показанном примере спутник 2400 также содержит пластину 2504. Пластина 2504 развернута с верхней части спутника 2400 и использована для фокусирования электромагнитных сигналов на спутник 2400.

На фиг. 26 показано изображение спутника с группой компонентов, развертываемых из этого спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере отражатель 2500 для параболических антенн находится в развернутой конфигурации 2601.

Развертывание выполняют с использованием группы гибких стержней 2600, связанных с отражателем 2500 для параболических антенн, и механизма развертывания (не показан), выполненного с возможностью выдвижения группы гибких стержней 2600 по мере того, как отражатель 2500 для параболических антенн совершает перемещение из сложенной конфигурации 2501 в развернутую конфигурацию 2601.

Группа конструктивных стержней 2502 развертывает отражатель 2500 для параболических антенн с необходимой параболической формой. Спутник 2400 окружен отражателем 2500 для параболических антенн, когда этот отражатель 2500 для параболических антенн находится в развернутой конфигурации 2601.

В данном иллюстративном примере корпус спутника 2400 и отражатель 2500 для параболических антенн формируют систему 2602 антенн. Корпус спутника 2400 используют в качестве части конструкции системы 2602 антенн. Пластину 2504 используют для фокусирования электромагнитных сигналов на систему 2602 антенн.

Изображения системы 120 развертывания, системы 2304 развертывания и системы 2422 развертывания и компонента в системе 120 развертывания, системы 2304 развертывания и системы 2422 развертывания на фиг. 1 и фиг. 5-26 не означают введение физических или архитектурных ограничений способом, которым может быть реализован иллюстративный вариант реализации. В дополнение к показанным компонентам или вместо них могут быть использованы и другие компоненты. Некоторые компоненты могут быть необязательными.

Например, несмотря на то, что солнечные панели и панели с отражателем антенны показаны развернутыми из спутника 2400, система 2422 развертывания также может развертывать тормозное устройство. В других иллюстративных примерах группа солнечных панелей 2417 может отсутствовать. Вместо этого, отражатель 2500 для параболических антенн может быть развернут в ответ на открытие множества дверей в системе 2422 развертывания для открытия группы гибких стержней 2600.

Еще в одних иллюстративных примерах спутник 102 может быть меньше, чем показано на фиг. 1. Например, спутник 102 может содержать только пространство между группой панелей 600, показанных на фиг. 6. В данном примере электронные средства могут быть встроены в пространстве между группой панелей 600. Другими словами, весь космический летательный аппарат ограничен максимальными линейными размерами системы 120 развертывания, показанной на фиг. 5.

На фиг. 27 показано изображение солнечной панели в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере солнечная панель 2700 представляет собой пример физической реализации солнечной панели 400, показанной в блочной форме на фиг. 4. Солнечная панель 2700 содержит солнечную батарею 2702.

В данном иллюстративном примере солнечные модули 2704 содержат первую совокупность солнечных модулей 2706 и вторую совокупность солнечных модулей 2708. Первая совокупность солнечных модулей 2706 содержит ячейки, которые может быть сложены вдоль продольной оси 2710 солнечной батареи 2702, а вторая совокупность солнечных модулей 2708 содержит ячейки, которые могут быть сложены вдоль диагональной оси 2712 или диагональной оси 2714 солнечной батареи 2702. В данном иллюстративном примере часть 2716 солнечной батареи 2702 содержит два модуля из первой совокупности солнечных модулей 2706 и два модуля из второй совокупности солнечных модулей 2708.

На фиг. 28 показана секция солнечной батареи в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере более подробно показана секция 2716 солнечной батареи 2702 по фиг. 27.

Как показано, секция 2716 солнечной батареи 2702 содержит солнечный модуль 2800, солнечный модуль 2802, солнечный модуль 2804 и солнечный модуль 2806. Солнечный модуль 2800 и солнечный модуль 2804 представляют собой часть первой совокупности солнечных модулей 2706 и выполнены с возможностью их складывания вдоль диагональной оси 2712. Солнечный модуль 2806 и солнечный модуль 2804 представляют собой часть второй совокупности солнечных модулей 2708 и выполнены с возможностью их складывания вдоль продольной оси, такой как продольная ось 2710 на фиг. 27.

В данном иллюстративном примере солнечный модуль 2800, солнечный модуль 2802, солнечный модуль 2804 и солнечный модуль 2806 прикреплены друг к другу в местах 2808 соединения. Места 2808 соединений могут содержать механические соединения и/или электрические соединения. В данном иллюстративном примере солнечный модуль 2800 соединен с солнечным модулем 2806 в месте 2810 соединения и с солнечным модулем 2802 в месте 2812 соединения. Аналогичным образом, солнечный модуль 2804 соединен с солнечным модулем 2802 в месте 2814 соединения и с солнечным модулем 2806 в месте 2816 соединения.

В данном показанном примере в местах 2808 соединения, солнечный модуль 2800, солнечный модуль 2802, солнечный модуль 2804 и солнечный модуль 2806 связаны вместе, а затем электрически соединены. В иллюстративном примере соединение может быть выполнено с использованием сварки электросопротивлением. Связь, используемая для соединения каждого солнечного модуля, может содержать адгезив, который содержит материал, выбранный по меньшей мере из одного из следующего: кремний, акрил или некоторый другой подходящий тип материала.

На фиг. 29 показано изображение солнечного модуля в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере более подробно показан солнечный модуль 2802 по фиг. 28.

Как показано, солнечный модуль 2802 содержит множество солнечных ячеек 2900. В данном иллюстративном примере солнечные ячейки 2900 содержат девять ячеек. В других иллюстративных примерах в солнечном модуле 2802 могут быть выполнены большее или меньшее количество ячеек в зависимости от конкретной реализации.

В данном показанном примере шины 2901 окружают солнечный модуль 2802. Шины 2901 представляют собой проводящие конструкции, которые окружают солнечный модуль 2802.

В данном иллюстративном примере шины 2901 содержат шину 2902 с отрицательной проводимостью, шину 2904 с отрицательной проводимостью, шину 2906 с положительной проводимостью и шину 2908 с положительной проводимостью. Шина 2901 выполнена с обеспечением возможности протекания тока в другие солнечные модули.

В частности, ток протекает в направлении стрелки 2910 с использованием взаимных соединений 2912, электрически соединяющих солнечные ячейки 2900 друг с другом. Другими словами, стрелка 2910 показывает траекторию энергии солнечного модуля 2802. Взаимные соединения 2912 содержат проводящий материал, выбранный по меньшей мере из одного из следующего: медь, золото, серебро и некоторый другой подходящий тип материала.

В других иллюстративных примерах шины 2901 расположены в различных конфигурациях так, как показано на данной фигуре. Например, положение шины 2902 с отрицательной проводимостью и шины 2904 с отрицательной проводимостью может быть переключено на положение шины 2906 с положительной проводимостью и шины 2908 с положительной проводимостью. В итоге, ток будет протекать к другим солнечным модулям различным образом.

На фиг. 30 показано изображение солнечного модуля в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере более подробно показан солнечный модуль 2800 по фиг. 28.

Как показано, в данном иллюстративном примере солнечный модуль 2800 содержит солнечные ячейки 3000. Солнечные ячейки 3000 содержат девять ячеек. В других иллюстративных примерах, в зависимости от конкретной реализации, в солнечном модуле 2800 может быть выполнено большее или меньшее количество ячеек.

В данном показанном примере, шины 3001 окружают солнечный модуль 2800. Шины 3001 содержат шину 3002 с отрицательной проводимостью, шину 3004 с положительной проводимостью, шину 3006 с положительной проводимостью и шину 3008 с положительной проводимостью. Шины 3001 выполнены с обеспечением возможности протекания тока между солнечными модулями. В частности, ток протекает в направлении стрелки ЗОЮ с использованием взаимных соединений 3012, электрически соединяющих солнечные ячейки 3000 друг с другом. Другими словами, стрелка ЗОЮ показывает траекторию энергии солнечного модуля 2800. Взаимные соединения 3012 содержат проводящий материал, выбранный по меньшей мере из следующего: медь, золото, серебро и/или некоторый другой подходящий тип материала.

Конфигурация солнечных модулей 2704 в солнечной батарее 2702 на фиг. 27-30 обеспечивает возможность складывания солнечной панели 2700 в сложенную конфигурацию. В частности, первая совокупность солнечных модулей 2706 и вторая совокупность солнечных модулей 2708 выполнены с возможностью складывания вдоль оси таким образом, что может быть уменьшен риск нанесения повреждения одному или большему количеству из солнечных ячеек в солнечной батарее 2702.

Вместо складывания солнечных модулей 2704 через одну или большее количество солнечных ячеек в модулях, каждый из солнечных модулей 2704 может быть сложен в месте соединения. Например, в одном иллюстративном примере солнечные модули 2704 сложены в местах соединений между модулями, взаимных соединений между солнечными ячейками и/или в модуле. Кроме того, положение шин 2901 и шин 3001 соответственно в солнечном модуле 2802 и солнечном модуле 2800 обеспечивают соединения в вертикальном направлении и в горизонтальном направлении во время интеграции солнечного модуля 2802 и солнечного модуля 2800 с другими солнечными модулями.

На фиг. 31 показано изображение управляющей системы для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере управляющая система 3100 представляет собой пример физической реализации управляющей системы 246, показанной в блочной форме на фиг. 2. В других иллюстративных примерах компоненты в управляющей системе 3100 могут быть реализованы различным образом так, как показано на данной фигуре, в зависимости от заложенных функциональных возможностей.

В данном показанном примере управляющая система 3100 расположена в отделении 3101 спутника. Например, отделение 3101 может быть расположено в космосе 512 между группой панелей 600 системы 120 развертывания, показанной на фиг. 6. В одном иллюстративном примере управляющая система 3100 может быть расположена в отделении над системой развертывания в корпусе спутника или под ней.

Как показано, управляющая система 3100 содержит систему 3102 перемещения и систему 3104 перемещения. Система 3102 перемещения и система 3104 перемещения выполнены с возможностью перемещения платформы 3106 вокруг места 3108 поворота.

В данном иллюстративном примере система 3102 перемещения содержит устройство 3110 приведения в действие и пружину 3112. Система 3104 перемещения содержит устройство 3114 приведения в действие и пружину 3116. В данном иллюстративном примере устройство 3110 приведения в действие и устройство 3114 приведения в действие могут представлять собой устройства приведения в действие при помощи зубчатой рейки и шестерни. В других иллюстративных примерах устройство 3110 приведения в действие и устройство 3114 приведения в действие могут принимать другие формы, в зависимости от конкретной реализации.

Как показано, устройство 3110 приведения в действие и устройство 3114 приведения в действие совершают перемещение в направлении стрелки 3118. Например, устройство 3110 приведения в действие и устройство 3114 приведения в действие продвигаются и втягиваются в направлении стрелки 3118.

В данном показанном примере пружина 3112 и пружина 3116 прикреплены к корпусу спутника. В частности, пружина 3112 и пружина 3116 прикреплены к пластине 3120. В данном иллюстративном примере пластина 3120 может формировать верхнюю часть корпуса механизма развертывания в системе развертывания.

Платформа 3106 выполнена с возможностью перемещения в ответ на перемещение устройства 3110 приведения в действие и/или устройства 3114 приведения в действие. В данном иллюстративном примере платформа 3106 совершает перемещение вокруг места 3108 поворота. Таким образом, платформа 3106 представляет собой шарнирную платформу. Развертываемые компоненты (не показаны) прикреплены к платформе 3106 таким образом, что эти развертываемые компоненты наклоняются по мере перемещения платформы 3106.

Управляющая система 3100 с системой 3102 перемещения и системой 3104 перемещения обеспечивает управление компонентами, развертываемыми из спутника, в течение продолжительности программы полета спутника. При использовании системы 3102 перемещения и системы 3104 перемещения, развертываемые компоненты могут быть перемещены с расположением в необходимой ориентации. Например, платформа 3106 может быть перемещена таким образом, что по существу все солнечные панели, прикрепленные к спутнику, наклонены таким образом, что эти солнечные панели принимают солнечное излучение.

На фиг. 32 показан вид в разрезе управляющей системы для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном показанном примере показан вид управляющей системы 3100 с системой 3102 перемещения в разрезе, выполненном вдоль линий 32-32 на фиг.31. В данном иллюстративном примере устройство 3114 приведения в действие совершает перемещение в направлении стрелки 3200.

На фиг. 33 показан вид в разрезе управляющей системы для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном иллюстративном примере устройство 3114 приведения в действие было перемещено в направлении стрелки 3200, показанной на фиг. 32, что привело к перемещению платформы 3106. Затем устройство 3114 приведения в действие совершает перемещение в направлении стрелки 3300.

На фиг.34 показан вид в разрезе управляющей системы для спутника в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. В данном иллюстративном примере устройство 3114 приведения в действие переместилось в направлении стрелки 3300, показанной на фиг. 33, что привело к перемещению платформы 3106. В одном иллюстративном примере управляющая система 3100 может быть реализована для ортогональной оси для обеспечения полного управления над плоскостью развертываемых компонентов.

Изображения солнечных модулей 2704 в солнечной батарее 2702 на фиг. 27-30 и управляющей системы 3100 на фиг. 31-34 не означают введение физических или архитектурных ограничений способом, которым может быть реализован иллюстративный вариант реализации. В дополнение к показанным компонентам или взамен них могут быть использованы другие компоненты. Некоторые компоненты могут быть необязательными.

Кроме того, различные компоненты, показанные на фиг. 1 и фиг. 5-34, могут представлять собой иллюстративные примеры того, как компоненты, показанные в блочной форме на фиг. 2-4, могут быть реализованы в виде физических конструкций. Кроме того, некоторые из компонентов на фиг. 1 и фиг 5-34 могут быть объединены с компонентами на фиг. 2-4, использованы с компонентами на фиг. 2-4 или их сочетание.

На фиг. 35 показана блок-схема процесса развертывания группы панелей в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. Процесс, описанный на фиг.35, может быть реализован с использованием системы 210 развертывания в спутнике 202 на фиг. 2.

Процесс начинается с приведения в действие системы развертывания (операция 3500). Например, пусковой фиксатор в системе развертывания может приводить в действие систему развертывания.

Затем, процесс выдвигает группу гибких элементов из космического летательного аппарата (операция 3502). В данном иллюстративном примере космический летательный аппарат представляет собой спутник.

Группу панелей затем перемещают из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию с использованием интерфейсной системы таким образом, что эта группа гибких элементов выдвигается из космического летательного аппарата (операция 3504) соответственно с последующим завершением процесса.

На фиг. 36 показана блок-схема процесса развертывания группы панелей из космического летательного аппарата в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. Процесс, описанный на фиг. 36, может быть реализован с использованием системы 210 развертывания в спутнике 202 на фиг. 2.

Процесс начинается с открытия множества дверей, закрывающих группу панелей, расположенных вплотную ко множеству сторон корпуса космического летательного аппарата (операция 3600). Группа панелей может быть расположена в сложенной конфигурации вплотную ко множеству сторон космического летательного аппарата.

Затем приводят в действие (операция 3602) механизм развертывания. Данный механизм развертывания может содержать

пружину кручения, намотанную вокруг барабана, или двигатель в корпусе системы развертывания.

Соответственно, группа гибких элементов разматывают с барабана (операция 3604). Группу гибких элементов выталкивают из камеры в системе развертывания, когда механизм развертывания приведен в действие.

Процесс затем вводит во взаимодействие группу конструкций взаимодействия, связанных с группой гибких элементов, с соединителями, соединенными с группой панелей, для перемещения этой группы панелей из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию (операция 3606) с последующим завершением процесса.

Блок-схемы и структурные схемы в различных показанных вариантах реализации иллюстрируют архитектуру, функциональные возможности и работу некоторых возможных реализаций устройств и способов в иллюстративном варианте реализации. При этом каждый блок в блок-схемах и структурных схемах может отражать по меньшей мере один из модуля, сегмента, функции, части или их сочетания, а также из операции или этапа.

В некоторых альтернативных реализациях иллюстративного варианта реализации, функция или функции, указанные в блоках, могут выполняться в порядке, отличном от порядка, указанного на фигурах. Например, в некоторых случаях, два блока, показанные последовательно, могут быть выполнены по существу одновременно, или эти блоки могут быть выполнены в обратном порядке в зависимости от заложенных функциональных возможностей. Также, другие блоки могут быть добавлены к блокам, показанным в блок-схеме или структурной схеме.

Иллюстративные варианты реализации настоящего изобретения могут быть описаны в контексте способа 3700 изготовления и обслуживания космического летательного аппарата, который показан на фиг. 37, и космического летательного аппарата 3800, который показан на фиг. 38. На фиг. 37 показан способ изготовления и обслуживания космического летательного аппарата в форме блок-схемы в соответствии с иллюстративным вариантом реализации. Во время подготовки к изготовлению, способ 3700 изготовления и обслуживания космического летательного аппарата может включать проработку и проектирование 3702 космического летательного аппарата 3800 по фиг. 38 и материальное обеспечение 3704. Во время изготовления происходит производство 3706 компонентов и подблоков и интеграция 3708 систем космического летательного аппарата 3800 на фиг. 38. Соответственно, космический летательный аппарат 3800 по фиг. 38 может проходить через сертификацию 3710 для его размещения на обслуживании 3712. Сертификация 3710 может включать приведение в соответствие с требованиями заказчика, промышленными требованиями, правительственными требованиями и некоторым их сочетанием. Во время нахождения на обслуживании заказчиком, для космического летательного аппарата 3800 на фиг. 38 составляют расписание планового технического обеспечения и обслуживания 3714, которое может включать модификацию, перенастройку, восстановление и другое техническое обеспечение или обслуживание.

Каждый из процессов способа 3700 изготовления и обслуживания космического летательного аппарата может быть выполнен или реализован посредством по меньшей мере одного из следующего: системный интегратор, третья сторона и оператор. В этих примерах оператор может представлять собой заказчика. Для целей данного описания системный интегратор может содержать, без ограничения, любое количество из производителей космических летательных аппаратов и субподрядчиков по основным системам, третья сторона может содержать, без ограничения, любое количество продавцов, субподрядчиков и поставщиков, а оператор может представлять собой компанию, военную организацию, обслуживающую организацию и т.д.

На фиг. 38 показано изображение космического летательного аппарата в форме блок-схемы, по которой может быть реализован иллюстративный вариант реализации. В данном иллюстративном примере космический летательный аппарат 3800 изготовлен посредством способа 3700 изготовления и обслуживания космического летательного аппарата на фиг. 37. Космический летательный аппарат 3800 может содержать корпус 3802 с множеством систем 3804 и внутренней частью 3806.

Примеры множества систем 3804 содержат одну или большее количество из движительной системы 3808, электрической системы 3810, гидравлической системы 3812, климатической системы 3814 и термической системы 3816. Несмотря на та, что пример показан для аэрокосмической промышленности, различные иллюстративные варианты реализации могут быть применены в других отраслях промышленности, таких как авиационная промышленность, автомобильная промышленность, судостроительная промышленность или других подходящих отраслях промышленности.

Устройство и способы, реализованные в настоящей заявке, могут быть применены во время по меньшего мере одного из этапов способа 3700 изготовления и обслуживания космического летательного аппарата на фиг. 37. В частности, система 210 развертывания по фиг. 2 может быть реализована во время любого одного из этапов способа 3700 изготовления и обслуживания космического летательного аппарата. Например, без ограничения, система 210 развертывания может быть установлена во время по меньшей мере одного этапа из следующего: производство 3706 компонентов и подблоков, интеграция 3708 систем, техническое обеспечение и обслуживание 3714, или некоторого другого этапа способа 3700 изготовления и обслуживания космического летательного аппарата. В одном иллюстративном примере систему 210 развертывания используют для развертывания компонентов во время нахождения на обслуживании 3712.

В одном иллюстративном примере компоненты и подблоки, изготовленные во время производства 3706 компонентов и подблоков на фиг. 37, могут быть промышленно изготовлены или произведены способом, схожим со способом промышленного изготовления или производства компонентов и подблоков, изготовленных во время нахождения космического летательного аппарата 3800 на обслуживании 3712 на фиг. 37.

В качестве еще одного примера, множество вариантов реализации устройства, варианты реализации способа или их сочетании могут быть использованы во время этапов изготовления, таких как производство 3706 компонентов и подблоков и интеграция 3708 систем на фиг. 37. Множество вариантов реализации устройства, варианты реализации способа или их сочетание могут быть использованы во время нахождения космического летательного аппарат 3800 на обслуживании 3712 и/или во время технического обеспечения и обслуживания 371 по фиг. 37. Использование множества различных иллюстративных вариантов реализации может существенно ускорить сборку космического летательного аппарата 3800, уменьшить стоимость космического летательного аппарата 3800 или их сочетание.

Таким образом, иллюстративные варианты реализации обеспечивают способ и устройство для развертывания группы панелей 224. В одном иллюстративном варианте реализации устройство содержит группу панелей 224, расположенных в сложенной конфигурации 228 вплотную ко множеству сторон 208 космического летательного аппарата 201, группу гибких элементов 214, соединенных с группой панелей 224, и интерфейсную систему 216, связанную с группой панелей 224 и группой гибких элементов 214. Интерфейсная система 216 выполнена с возможностью перемещения группы панелей 224 из сложенной конфигурации 228 в развернутую конфигурацию 230, когда группа гибких элементов 214 выдвинута из космического летательного аппарата 201.

При использовании иллюстративного варианта реализации, большие компоненты могут быть сохранены в спутнике и развернуты из него в отличие от некоторых используемых в настоящее время систем. Например, когда панели сложены и хранятся в спутнике, площадь поверхности панелей может быть больше, чем площадь поверхности спутника. По сравнению с консольными решениями, в которых размер панелей ограничен размером спутника, иллюстративные варианты реализации обеспечивают способ и систему, выполненные с возможностью развертывания больших панелей, чем ранее. Другими словами, за исключением некоторых используемых в настоящее время систем, размер панелей, развернутых из спутника, не ограничен размером этого спутника.

Иллюстративные варианты реализации также обеспечивают возможность складывания больших панелей более эффективным образом с уменьшением риска нанесения повреждения компонентам в этих панелях. Например, при использовании солнечной панели 400 с первой совокупностью солнечных модулей 410 и второй совокупностью солнечных модулей 412, эта солнечная панель 400 может быть сложена и может хранится в спутнике способом, который уменьшает риск нанесения повреждений одному из солнечных модулей.

Кроме того, система 210 развертывания с группой гибких элементов 214 и интерфейсная система 216 обеспечивают нейтральную траекторию для развертывания группы панелей 224 необходимым образом. В итоге, размер группы панелей 224, хранящихся в системе 210 развертывания, может быть увеличен по сравнению с некоторыми используемыми в настоящее время системами, которые имеют панели, раскладывающиеся со стороны спутника. Большие панели обеспечивают возможность более эффективного выполнения операций спутником. Группа гибких элементов 214 и интерфейсная система 216 обеспечивает возможность необходимого выдвижения группы панелей 224 таким образом, что раскладывается каждая из группы панелей 224.

В других примерах, когда это необходимо наличие у группы панелей 224 альтернативной конфигурации, система 210 развертывания может быть размещена в различных положениях в спутнике для развертывания группы панелей 224 так, как это необходимо. Например, при развертывании параболической антенны, система 210 развертывания расположена на верхней части спутника и развертывает компоненты, сложенные вокруг спутника.

Кроме того, система 210 развертывания обеспечивает компактную систему развертывания с небольшим весом, которая не увеличивает вес спутника более, чем это необходимо. Система 210 развертывания может быть реализована в различных размерах спутников без существенного увеличения веса спутника и, в свою очередь, увеличения стоимости запуска спутника.

При использовании управляющей системы 246, группа панелей 224, развернутых из спутника 202, может быть сманеврирована для отслеживания солнца, отслеживания интересуемых объектов, увеличения торможения во время операций работы спутника 202 или их сочетание. В итоге, группа панелей 224 может принимать необходимое количество солнечного излучения, используемого для создания энергии для выполнения операций спутника 202.

Кроме того, настоящее изобретение содержит варианты реализации согласно следующим пунктам:

1. Устройство, содержащее:

группу панелей в сложенной конфигурации, расположенных вплотную ко множеству сторон космического летательного аппарата,

группу гибких элементов, соединенных с группой панелей, и интерфейсную систему, связанную с группой панелей и группой гибких элементов, причем интерфейсная система выполнена с возможностью перемещения группы панелей из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию, когда группа гибких элементов выдвинута из космического летательного аппарата.

2. Устройство по пункту 1, дополнительно содержащее: механизм развертывания, выполненный с возможностью

выдвижения группы гибких элементов из внутренней части космического летательного аппарата до внешней части космического летательного аппарата таким образом, что группа панелей совершает перемещение из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию.

3. Устройство по пункту 2, в котором механизм развертывания содержит пружину кручения и/или двигатель в корпусе космического летательного аппарата.

4. Устройство по пункту 1, дополнительно содержащее: барабан в корпусе космического летательного аппарата, причем

группа гибких элементов выполнена с возможностью ее наматывания на барабан.

5. Устройство по пункту 1, в котором интерфейсная система содержит:

соединители, связанные с группой панелей и группой гибких элементов, причем каждый соединитель в этих соединителях содержит канал и выполнен с возможностью прикрепления к панели в группе панелей, и

группу конструкций взаимодействия, связанных с группой гибких элементов, причем конструкция взаимодействия в группе конструкций взаимодействия выполнена с возможностью взаимодействия с соответствующим соединителем в соединителях для перемещения панели в группе панелей из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию.

6. Устройство по пункту 1, в котором группе панелей соединена с космическим летательным аппаратом посредством множества мест контакта.

7. Устройство по пункту 1, в котором панель в группе панелей выбрана из одного из следующего: солнечная батарея, антенна и тормозное устройство.

8. Устройство по пункту 1, дополнительно содержащее: управляющую систему, выполненную с возможностью

управления группы панелей в космосе.

9. Устройство по пункту 1, в котором интерфейсная система сохраняет группу панелей по существу плоской, когда эта группа панелей расположена в развернутой конфигурации.

10. Устройство по пункту 1, в котором группа панелей содержит солнечную батарею, содержащую:

первую совокупность солнечных модулей, выполненных с возможностью их складывания вдоль продольной оси, и

вторую совокупность солнечных модулей, выполненных с возможностью их складывания вдоль диагональной оси для формирования сложенной конфигурации солнечной батареи.

11. Устройство по пункту 1, дополнительно содержащее: корпус космического летательного аппарата, причем группа

панелей расположена вплотную ко множеству сторон корпуса, когда эта группа панелей расположена в сложенной конфигурации, и

множество дверей, выполненных с возможностью закрытия группы панелей, расположенных вплотную ко множеству сторон корпуса в сложенной конфигурации, и с возможностью открытия таким образом, что группа панелей перемещена из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию.

12. Устройство по пункту 1, в котором группа гибких элементов образована из конструкций с формой сечения, выбранный по меньшей мере из одного из следующего: круглая форма, треугольная форма, прямоугольная форма, неправильная форма и шестиугольная форма.

13. Способ для развертывания группы панелей, согласно которому:

выдвигают группу гибких элементов из космического летательного аппарата и

перемещают группу панелей из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию с использованием интерфейсной системы таким образом, что группа гибких элементов выдвигается из космического летательного аппарата.

14. Способ по п. 13, дополнительно включающий: позиционирование группы панелей в сложенной

конфигурации вплотную ко множеству сторон космического летательного аппарата.

15. Способ по п. 13, дополнительно включающий: наматывание группы гибких элементов вокруг барабана в

корпусе механизма развертывания,

приведение механизма развертывания в действие и

разматывание группы гибких элементов с барабана, когда механизм развертывания приведен в действие.

16. Способ по п. 13, согласно которому соединители соединены с группой панелей, причем каждый соединитель в соединителях имеет канал, а указанный способ дополнительно включает:

приведение группы конструкций взаимодействия, связанных с группой гибких элементов, во взаимодействие с соединителями для перемещения группы панелей из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию.

17. Способ по п. 13, согласно которому группа панелей содержит солнечную батарею, содержащую первую совокупность солнечных модулей и вторую совокупность солнечных модулей, причем указанный способ дополнительно включает:

складывание первой совокупности солнечных модулей вдоль продольной оси и

складывание второй совокупности солнечных модулей вдоль диагональной оси для формирования сложенной конфигурации солнечной батареи.

18. Система антенн, содержащая:

группу гибких стержней, связанных с группой панелей с отражателем антенны, которая расположена в сложенной конфигурации вплотную ко множеству сторон спутника,

интерфейсную систему, связанную с группой панелей с отражателем антенны и группой гибких стержней, причем интерфейсная система выполнена с возможностью перемещения группы панелей с отражателем антенны из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию, и

механизм развертывания, выполненный с возможностью выдвижения группы гибких стержней по мере того, как группа панелей с отражателем антенны совершает перемещение из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию.

19. Система антенн по пункту 18, в которой спутник содержит корпус, выполненный с возможностью его использования в качестве части конструкции системы антенн.

20. Система антенн по пункту 19, дополнительно содержащая: пластину, выполненную с возможностью развертывания из верхней

части спутника и с возможностью использования для фокусирования электромагнитных сигналов на систему антенн.

21. Система антенн по пункту 18, в которой каждая группа панелей с отражателем антенны содержит матрицы отражающих антенн, выполненные с возможностью отражения радиоволн в необходимом направлении.

22. Управляющая система, содержащая: платформу, расположенную в корпусе спутника, и

систему перемещения, связанную с платформой и выполненную с возможностью изменения ориентации платформы для маневрирования группы компонентов в космосе после того, как группа компонентов развернута из спутника.

23. Управляющая система по пункту 22, в которой система перемещения выполнена с возможностью наклона группы компонентов путем изменения ориентации платформы таким образом, что группа компонентов имеет необходимую ориентацию.

24. Управляющая система по пункту 23, в которой система перемещения содержит устройство приведения в действие, выполненное с возможностью выдвижения и втягивания таким образом, что платформа совершает перемещение вокруг места поворота.

25. Управляющая система по пункту 24, в которой группа компонентов содержит группу панелей, прикрепленных к платформе, а система перемещения выполнена с возможностью наклона группы панелей для приема необходимого количества электромагнитных сигналов.

26. Управляющая система по пункту 22, в которой платформа расположена в корпусе спутника.

27. Управляющая система по пункту 22, дополнительно содержащая:

пружину, выполненную с возможностью уменьшения вращательного момента, необходимого со стороны системы перемещения для изменения ориентации платформы.

28. Система антенн, содержащая:

отражатель для параболических антенн, расположенный в сложенной конфигурации вплотную ко множеству сторон спутника,

группу гибких стержней, связанных с отражателем для параболических антенн,

интерфейсную систему, связанную с отражателем для параболических антенн и группой гибких стержней, причем интерфейсная система выполнена с возможностью перемещения отражателя для параболических антенн из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию, и

механизм развертывания, выполненный с возможностью выдвижения группы гибких стержней по мере того, как отражатель для параболических антенн совершает перемещение из сложенной конфигурации в развернутую конфигурацию.

29. Система антенн по пункту 28, в которой спутник окружен отражателем для параболических антенн, когда этот отражатель для параболических антенн расположен в развернутой конфигурации.

30. Система антенн по пункту 28, дополнительно содержащая: группу солнечных панелей, расположенных вплотную ко

множеству сторон спутника, причем отражатель для параболических антенн хранится в сложенной конфигурации между группой солнечных панелей и множеством сторон спутника.

31. Система антенн по пункту 30, в которой группа солнечных панелей выполнена с возможностью раскладывания перед перемещением отражателя для параболических антенн в развернутую конфигурацию.

32. Система антенн по пункту 28, дополнительно содержащая: группу конструктивных стержней, прикрепленных к

отражателю для параболических антенн и выполненных с возможностью развертывания этого отражателя для параболических антенн с необходимой формой.

33. Солнечная панель, содержащая:

солнечную батарею, содержащую первую совокупность солнечных модулей, выполненных с возможностью их складывания вдоль продольной оси, и вторую совокупность солнечных модулей, выполненных с возможностью их складывания вдоль диагональной оси для формирования сложенной конфигурации солнечной батареи.

34. Солнечная панель по пункту 33, в которой солнечная батарея связана со спутником и выполнена с возможностью ее развертывания из этого спутника с использованием системы развертывания.

35. Солнечная панель по пункту 33, в которой первая совокупность солнечных модулей сложена вдоль продольной оси, а вторая совокупность солнечных модулей сложена вдоль диагональной оси таким образом, что уменьшается риск нанесения повреждения одной или большему количеству солнечных ячеек в солнечной батарее.

Описание различных иллюстративных вариантов реализации было приведено для целей иллюстрации и пояснения, и его не следует считать исчерпывающим или ограниченным вариантами реализации в раскрытой форме. Специалистам в области техники будут очевидны многие модификации и изменения. Кроме того, различные иллюстративные варианты реализации могут обеспечивать различные признаки по сравнению с другими подходящими вариантами реализации. Выбранный вариант реализации или выбранные варианты реализации отобраны и описаны для наилучшего пояснения принципов вариантов реализации, практического применения, а также для обеспечения возможности понимания специалистами в области техники сущности различных вариантов реализации с различными модификациями, которые подходят к конкретному предполагаемому использованию.

1. Устройство для развертывания группы панелей (224), содержащее: группу панелей (224), расположенных в сложенной конфигурации (228) вплотную ко множеству сторон (208) космического летательного аппарата (201),

группу гибких элементов (214), соединенных с группой панелей (224), и

интерфейсную систему (216), связанную с группой панелей (224) и группой гибких элементов (214), причем интерфейсная система (216) выполнена с возможностью перемещения группы панелей (224) из сложенной конфигурации (228) в развернутую конфигурацию (230), когда группа гибких элементов (214) выдвинута из космического летательного аппарата (201), причем интерфейсная система (216) дополнительно содержит:

соединители (300), связанные с группой панелей (224) и группой гибких элементов (214), причем каждый из соединителей (300) содержит канал (308) и выполнен с возможностью прикрепления к панели (226) из группы панелей (224), и

группу конструкций (302) взаимодействия, связанную с группой гибких элементов (214), причем конструкция (310) взаимодействия из группы конструкций (302) взаимодействия выполнена с возможностью взаимодействия с соответствующим соединителем из указанных соединителей (300) за счет принятия конструкции (310) взаимодействия в канале (308) указанного соединителя для перемещения панели (226) из группы панелей (224) из сложенной конфигурации (228) в развернутую конфигурацию (230).

2. Устройство по п. 1, дополнительно содержащее:

механизм (218) развертывания, выполненный с возможностью выдвижения группы гибких элементов (214) из внутренней части (220) космического летательного аппарата (201) до внешней части (222) космического летательного аппарата (201) таким образом, что группа панелей (224) совершает перемещение из сложенной конфигурации (228) в развернутую конфигурацию (230), причем механизм (218) развертывания содержит пружину (234) кручения и/или двигатель (235) в корпусе (206) космического летательного аппарата (201).

3. Устройство по любому из пп. 1-2, дополнительно содержащее:

барабан (236) в корпусе (206) космического летательного аппарата (201), причем группа гибких элементов (214) выполнена с возможностью ее наматывания на этот барабан (236).

4. Устройство по любому из пп. 1-2, в котором группа панелей (224) соединена с космическим летательным аппаратом (201) посредством множества мест контакта (238), причем панель (226) в группе панелей (224) выбрана как одна из следующего: солнечная батарея (406), антенна (402) и тормозное устройство (404).

5. Устройство по любому из пп. 1-2, дополнительно содержащее:

управляющую систему (246), выполненную с возможностью управления группой панелей (224) в космосе.

6. Устройство по любому из пп. 1-2, в котором интерфейсная система (216) сохраняет группу панелей (224) по существу плоской, когда эта группа панелей (224) расположена в развернутой конфигурации (230).

7. Устройство по любому из пп. 1-2, в котором группа панелей (224) содержит солнечную батарею (406), содержащую:

первую совокупность солнечных модулей (410), выполненную с возможностью складывания вдоль продольной оси (414), и

вторую совокупность солнечных модулей (412), выполненную с возможностью складывания вдоль диагональной оси (416) для формирования сложенной конфигурации (228) солнечной батареи (406).

8. Устройство по любому из пп. 1-2, дополнительно содержащее:

корпус (206) космического летательного аппарата (201), причем группа панелей (224) расположена вплотную ко множеству сторон (208) корпуса (206), когда эта группа панелей (224) расположена в сложенной конфигурации (228), и

множество дверей (242), выполненных с возможностью закрытия группы панелей (224), расположенных вплотную ко множеству сторон (208) корпуса (206) в сложенной конфигурации (228), и с возможностью открытия таким образом, что группа панелей (224) перемещена из сложенной конфигурации (228) в развернутую конфигурацию (230).

9. Устройство по любому из пп. 1-2, в котором группа гибких элементов (214) образована из конструкций с формой сечения, выбранной по меньшей мере одной изследующих: круглая форма, треугольная форма, прямоугольная форма, неправильная форма и шестиугольная форма.

10. Способ развертывания группы панелей (224), согласно которому:

выдвигают (3502) из космического летательного аппарата (201) группу гибких элементов (214), соединенную с группой панелей (224), расположенных в сложенной конфигурации (228) вплотную ко множеству сторон (208) космического летательного аппарата (201), и

перемещают (3504) группу панелей (224) из сложенной конфигурации (228) в развернутую конфигурацию (230) с использованием интерфейсной системы (216), связанной с группой панелей (224) и группой гибких элементов (214), когда группа гибких элементов (214) выдвигается из космического летательного аппарата (201); причем интерфейсная система (216) дополнительно содержит соединители (300), связанные с группой панелей (224) и с группой гибких элементов (214), и группу конструкций (302) взаимодействия, связанную с группой гибких элементов (214);

причем конструкция (310) взаимодействия из группы конструкций (302) взаимодействия взаимодействует с соответствующим соединителем из указанных соединителей (300), каждый из которых содержит канал (308) и выполнен с возможностью прикрепления к панели (226) из группы панелей, за счет принятия конструкции (310) взаимодействия в канале (308) указанного соединителя для перемещения группы панелей (224) из сложенной конфигурации (228) в развернутую конфигурацию (230).

11. Способ по п. 10, дополнительно включающий:

наматывание группы гибких элементов (214) вокруг барабана (236) в корпусе (206) механизма (218) развертывания,

приведение механизма (218) развертывания в действие и

разматывание группы гибких элементов (214) с барабана (236), когда механизм (218) развертывания приведен в действие.

12. Способ по любому из пп. 10-11, согласно которому группа панелей (224) содержит солнечную батарею (406), содержащую первую совокупность солнечных модулей (410) и вторую совокупность солнечных модулей (412), причем указанный способ дополнительно включает:

складывание первой совокупности солнечных модулей (410) вдоль продольной оси (414) и складывание второй совокупности солнечных модулей (412) вдоль диагональной оси (416) для формирования сложенной конфигурации (228) солнечной батареи (406).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, а более конкретно к фиксирующим устройствам. Устройство фиксации элементов конструкции содержит закрепляемый элемент и удерживающее средство.
Группа изобретений относится к области воздухоплавательной техники. Способ энергетического обеспечения летательного аппарата основан на использовании солнечных батарей, использующих рассеянный и отраженный от подстилающей поверхности свет для летательного аппарата тяжелее или легче воздуха, предназначенного для движения в тропосфере и/или стратосфере при помощи двигателей, приводимых в действие электрической энергией, включающий винтомоторные и турбореактивные двигатели.

Изобретение относится к космической технике. Способ контроля системы энергопитания снабженного солнечными батареями (СБ) космического аппарата (КА) включает измерение тока СБ и параметров углового положения СБ, определение параметров эффективности СБ и контроль системы энергопитания по результатам сравнения измеренных и расчетных значений тока СБ.

Изобретение относится к системе энергопитания космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает измерение тока и параметров углового положения СБ.

Изобретение относится к системе энергопитания космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает измерение тока и параметров углового положения СБ.

Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает ориентацию нормали к рабочей поверхности СБ на Солнце (под углом αI) и измерение тока СБ.

Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает ориентацию нормали к рабочей поверхности СБ на Солнце (под углом αI) и измерение тока СБ.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает ориентацию СБ на Солнце, измерение на последовательных витках орбиты угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА, а также тока СБ в моменты касания верхней границы атмосферы Земли видимым с КА диском Солнца на его восходе.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает ориентацию СБ на Солнце, измерение на последовательных витках орбиты угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА, а также тока СБ в моменты касания верхней границы атмосферы Земли видимым с КА диском Солнца на его восходе.

Изобретение относится к солнечным батареям (СБ) космических аппаратов (КА). Способ включает определение угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и нормалью к плоскости орбиты КА при условии минимального затенения СБ конструкцией КА.

Изобретение относится к системам разделения космических аппаратов (КА) и м.б. использовано для запуска на орбиту малых КА массой от 1 до 50 кг.

Изобретение относится к проверке полезной нагрузки спутника и заключается в сокращении времени проверки нагрузки. Система проверки полезной нагрузки включает блок для встроенной проверки, выполненный в спутнике, причем блок для встроенной проверки содержит вход блока для встроенной проверки и выход блока для встроенной проверки, и блок полезной нагрузки, выполненный в спутнике, причем блок полезной нагрузки содержит вход блока полезной нагрузки, соединенный с возможностью осуществления связи с выходом блока для встроенной проверки, и выход блока полезной нагрузки, соединенный с возможностью осуществления связи с входом блока для встроенной проверки, при этом блок для встроенной проверки выполнен с возможностью передачи цифрового проверочного сигнала с выхода блока для встроенной проверки на вход блока полезной нагрузки и приема цифрового выходного сигнала на входе блока для встроенной проверки с выхода блока полезной нагрузки.

Изобретение относится к энергетическому оборудованию космических аппаратов (КА). Установка содержит ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания (в виде стержневой рамы) из сложенного состояния в рабочее.
Изобретение относится к информационным средствам, используемым, в частности, в целях навигации, мониторинга и стыковки космических объектов (КО). Способ включает сканирование лазерным лучом заданной области пространства путём отражения луча от зеркала на поворотной платформе, установленной в электромеханическом подвесе.

Изобретение относится к трансформируемым космическим отсекам (ТКО) обитаемых модулей. ТКО включает в себя корпус, выполненный из раздвижных полых элементов (РПЭ) с устройствами фиксации положения этих элементов друг в друге, по меньшей мере один узел стыковки с другим объектом и трансформируемую надувную оболочку (ТНО), противоположные стороны которой закреплены на РПЭ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления движением космических аппаратов (КА) при осуществлении очистки космоса от мусора.

Изобретение относится к методам и средствам очистки орбит от космического мусора, главным образом отработанных ступеней (ОС) ракет-носителей. Способ включает выведение в область очистки космического аппарата-буксира (КАБ) (1) и автономного стыковочного модуля (АСМ) (2) на тросе (4).

Изобретение относится к технологии изготовления космических антенн с трансформируемым крупногабаритным рефлектором. Способ включает разработку конечно-элементной модели рефлектора и расчёты по этой модели, в т.ч.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при разработке реактивных двигательных установок (ДУ), предназначенных для маневрирования пилотируемых космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) космических аппаратов и может быть использовано в кислородно-водородных двигательных установках с электролизным производством этих газов на космическом аппарате (КА).

Изобретение относится к области производства крепежных работ, в частности, для крепления между собой, в стык по поверхности, конструктивных элементов, выполненных из разнородных материалов, и направлено на увеличение длительности режима эксплуатации соединения.

Группа изобретений относится к внешним развертываемым элементам космического аппарата, например панелям солнечных батарей или антенн, устанавливаемым преимущественно на малогабаритных спутниках. Устройство содержит группу панелей, сложенных вплотную друг к другу на стороне КА, группу соединенных с панелями гибких элементов и интерфейсную систему, связанную с указанными группами. Интерфейсная система служит для перевода группы панелей из сложенной конфигурации в развёрнутую, когда группа гибких элементов выдвинута из КА. Технический результат направлен на повышение компактности развертываемых элементов КА в сложенном состоянии. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 38 ил.

Наверх