Устройство развертывания трансформируемых механических систем космического аппарата

Изобретение относится к средствам перевода трансформируемых конструкций (например, солнечных батарей) космического аппарата из сложенного положения в раскрытое. Устройство содержит кронштейны (1) и (2), прикрепленные к взаимно подвижным элементам (4) и (5) (например, панелям) конструкции и соединенные между собой гибкими упругими пластинами (9) желобчатой (при их распрямлении) формы. На торцах кронштейнов выполнены обкатные кулачки (6), охваченные S-образно с внешней стороны лентами (7). Ленты закреплены на кулачках винтами (8). На торцевой части устройства имеется тросовый демпфирующий узел. Во взаимодействующих кулачках установлены элементы (контактная пара) датчика конечного положения. Раскрытие конструкции происходит за счёт упругих сил, создаваемых пластинами (9). Заданная траектория раскрытия обеспечивается взаимным обкатыванием кулачков (6) при их постоянном контакте, создаваемом лентами (7). Возникающий в конце раскрытия удар частично компенсируется демпфирующим узлом. Фиксация в раскрытом положении обеспечивается жесткостью пластин (9). Факт раскрытия отмечается датчиком. Технический результат состоит в обеспечении простыми средствами жесткости конструкции в раскрытом положении, повышении информативности процесса развертывания и снижении ударных нагрузок. 4 ил.

 

Устройство относится к области механизмов, осуществляющих перевод трансформируемых механических систем космического аппарата из сложенного положения в раскрытое.

Известно устройство развертывания трансформируемых механических систем космического аппарата (US 8151414 B2, E05D 1/00, 20.07.2007), принятое за прототип. Устройство предназначено для развертывания элементов 2-х солнечных батарей из сложенного положения в раскрытое и состоит из двух кронштейнов, на торцах которых выполнены обкатные элементы в виде цилиндрических труб, приводимых во вращение как минимум двумя гибкими пластинами, противоположные концы которых закреплены соответственно на каждом из кронштейнов, также между собой кронштейны соединены посредством лент, которые предназначены для обеспечения постоянного контакта обкатных элементов при их перекатывании друг по другу.

К недостаткам прототипа можно отнести следующее:

- возникновение ударных воздействий в конце раскрытия устройства;

- отсутствие подтверждения факта перехода устройства из сложенного положения в рабочее - раскрытое;

- необходимость в дополнительных узлах для ограничения вращения труб относительно друг друга после перехода в развернутое положение в связи с тем, что гибкие пластины не образуют жесткого профиля в раскрытом положении устройства.

Задачами изобретения являются:

- снижение ударных воздействий в конце раскрытия устройства;

- повышение уровня информативности процесса развертывания;

- повышение жесткости устройства в развернутом положении без использования дополнительных узлов.

Поставленная задача решается за счет того, что устройство развертывания трансформируемых механических систем космического аппарата состоит из двух кронштейнов, имеющих в своей конструкции обкатные элементы в виде кулачков, связанных между собой посредством ленты, выполненной, например, из стеклопластика, проложенной s-образно по внешней части кулачков и закрепленной своими концами на противоположных кулачках для обеспечения постоянного контакта при их перекатывании друг по другу, как минимум двух гибких пластин желобчетой формы, расположенных друг над другом так, чтобы впадины их желобов были обращены друг к другу, обеспечивающих жесткость устройства в развернутом положении и осуществляющих перевод устройства из сложенного положения в раскрытое, которые в свою очередь закреплены каждым своим концом на противоположных кронштейнах, а также из датчика, подтверждающего факт перевода устройства из сложенного положения в развернутое, тем самым повышающего уровень информативности устройства и демпфирующего узла, компенсирующего часть ударного воздействия в конце развертывания устройства.

Достигаемый технический результат заключается в том, что обеспечивается жесткость конструкции устройства после перехода в развернутое положение без применения дополнительных узлов за счет того, что гибкие пластины имеют желобчатую форму, расположены друг над другом и обращены впадинами желобов друг к другу, тем самым образуя жесткий профиль, введение датчика конечного положения позволяет повысить уровень информативности процесса раскрытия устройства, а введение демпфирующего устройства позволяет скомпенсировать часть ударных воздействий, возникающих в конце раскрытия устройства.

Изобретение поясняется чертежами:

- на фиг. 1 показано устройство развертывания трансформируемых механических систем в раскрытом положении;

- на фиг. 2 показано устройство развертывания трансформируемых механических систем в сложенном положении;

- на фиг. 3 показано демпфирующее устройство;

- на фиг. 4 показан датчик.

Устройство развертывания трансформируемых механических систем космического аппарата, содержащее два кронштейна 1 и 2, в которых выполнены отверстия 3, обеспечивающие соединение, например, за счет болтового, с узлами трансформируемой механической системы 4 и 5. На концах кронштейнов выполнены обкатные элементы в виде кулачков 6, которые обеспечивают заданную траекторию движения устройства при переводе его из сложенного положения в развернутое, связанные между собой при помощи лент 7, изготовленных, например, из стеклопластика. Ленты 7 закреплены своими концами на кулачках 6 при помощи винтов 8 и проложены по их внешней части в виде s-образной формы таким образом, чтобы один из концов ленты 7 был установлен на кулачке 6 кронштейна 1, а другой на противоположном ему кулачке 6 кронштейна 2. Устройство развертывания также содержит как минимум две гибкие пластины желобчатой формы 9, выполненные, например, из стали 36НХТЮ, которые закреплены одним своим концом на кронштейне 1, а другим на кронштейне 2 таким образом, чтобы они были расположены друг над другом и обращены впадинами желобов друг к другу для образования жесткого профиля в развернутом положении, ограничивающего дальнейший поворот кронштейна 1 относительно кронштейна 2. Дополнительно на одном из торцов кронштейнов 1 и 2 установлен демпфирующий узел 10, состоящий из троса 11, один из концов которого жестко закреплен на кронштейне 2 посредством сферического наконечника 12, а другой закреплен на кронштейне 1 регулировочным винтом 14 через пружину 13, компенсирующую часть удара после перевода устройств в развернутое положение за счет ее сжатия тросом 11. Регулировочный винт 14 обеспечивает возможность регулировки длины рабочей части троса, для компенсирования неточностей в изготовлении. Кроме того, устройство снабжено датчиком конечного положения 15, установленным в одном из кулачков 6 кронштейна 2, служащим для подтверждения факта перевода устройства из сложенного положения в раскрытое. Датчик представляет собой контактную пару 16, замыкаемую штоком 17, расположенным в противоположном кулачке 6 кронштейна 1.

Устройство работает следующим образом. При переводе устройством узлов трансформируемой механической системы 4 и 5 из сложенного положения в развернутое, например панелей батареи солнечной, происходит проворачивание кронштейнов 1 и 2 относительно друг друга за счет упругих сил, создаваемых в гибких пластинах желобчатой формы 9. Во время процесса перевода частей трансформируемой механической системы из сложенного положения в развернутое обеспечивается заданная траектория раскрытия за счет того, что ленты 7 создают условия постоянного контакта кулачков 6 друг к другу в процессе их перекатывания друг по другу. В конце перевода в развернутое положение возникает удар от инерционных сил, который частично компенсируется пружиной 13, сжимаемой тросом 11 демпфирующего узла 10. В момент, когда устройство полностью переведено из сложенного положения в развернутое происходит срабатывание датчика конечного положения 15 за счет замыкания контактной пары 16 штоком 17. Фиксация устройства в раскрытом положении обеспечивается за счет жесткого профиля, образованного гибкими пластинами желобчатой формы 9. Жесткость профиля обеспечивается тем, что гибкие пластины 9 расположены друг над другом, а впадины их желобов обращены друг к другу.

Технический эффект от предлагаемого изобретения заключается в введении желобчатого профиля гибких пластин, обеспечивающих жесткость конструкции устройства после перехода в раскрытое положение без применения дополнительных элементов за счет того, что пластины расположены друг над другом и обращены впадинами друг к другу, датчика конечного положения, позволяющего повысить информативность процесса развертывания устройства за счет того, что он подтверждает факт полного развертывания устройства, демпфирующего узла, компенсирующего часть ударного воздействия ,возникающего в конце развертывания устройства.

Устройство развертывания трансформируемых механических систем космического аппарата, состоящее из двух кронштейнов, каждый из которых жестко прикреплен к трасформируемой механической системе, причём между собой кронштейны соединены посредством гибких пластин, а на торцах кронштейнов выполнены обкатные элементы, соединенные лентой, концы которой закреплены на взаимно противоположных обкатных элементах, отличающееся тем, что обкатные элементы выполнены в виде кулачков, причем ленты проложены s-образно по внешней части кулачков, а гибкие пластины имеют желобчатую форму и расположены друг над другом так, чтобы впадины желобов были обращены друг к другу, а на торцевой части устройства дополнительно установлены демпфирующий узел, выполненный в виде троса, который жестко закреплен одним концом на одном из кронштейнов и закреплен посредством регулировочного винта на другом, и датчик конечного положения, размещенный в одном из кулачков и состоящий из контактной пары, замыкаемой контрольной точкой, установленной на противоположном кулачке.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КА), в частности к узлу крепления топливного бака. Узел содержит внутреннюю и внешнюю части и два комплекта крепежных элементов.

Изобретение относится к космической отрасли, в частности к конструкции космических аппаратов (КА) и их компоновке при производстве. Универсальная платформа космического аппарата (ПКА) представляет собой конструктивно и функционально обособленный модуль для построения КА.

Изобретение относится к бортовому оборудованию геостационарных космических аппаратов (КА) для ретрансляции данных между низкоорбитальными КА и центрами управления и приема сообщений.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Модуль содержит корпус с размещенными внутри блоками служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею, антенну радиосвязи (12), радиаторы-охладители (6, 9) и поворотные панели (8) солнечных батарей.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения.

Изобретение относится к бортовому оборудованию космического аппарата (КА), которое может быть установлено на КА наблюдения. Конструкция оптической системы включает в себя линзу Френеля с дифракционными оптическими элементами (6), опорой (4) и каркасом (5) линзы.

Группа изобретений относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных. КА содержит модуль служебных систем (100) и модуль полезной нагрузки (200), соединённые фермой (300).

Изобретение относится к космической технике. Модуль служебных систем содержит корпус, выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки.

Изобретение относится преимущественно к космическим аппаратам (КА) с малыми космическими модулями (КМ) для оптико-электронного наблюдения Земли. КМ включает в себя призматический силовой корпус блочного типа.

Группа изобретений относится к космической технике и может быть использована в системе телеметрического контроля. В способе телеметрического контроля сигналы с выходов каждого из телеметрических датчиков сравнивают с установленными пороговыми значениями уровней сигналов ключевых элементов.

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата (КА) включает изготовление комплектующих, сборку КА, содержащего систему электропитания, проведение испытаний КА. Дополнительно используют имитатор системы электропитания КА, состоящий из наземного источника стабильного напряжения и регулируемого индуктивно-емкостного фильтра, измеряют выходной импеданс системы электропитания КА, имитатор системы электропитания КА калибруют под соответствующие выходные параметры и измеренный импеданс системы электропитания КА. Перед установкой модуля полезной нагрузки на КА проводят проверку модуля полезной нагрузки на функционирование в полном объеме с использованием имитатора системы электропитания КА, параллельно с проверкой функционирования модуля служебных систем в составе КА. Техническим результатом изобретения является сокращение времени изготовления КА. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к устройствам для экспериментов в условиях микрогравитации. Устройство для обеспечения свободной ориентации сферы относительно внешних силовых полей содержит поддерживающую конструкцию, сферу, два блокирующих элемента, действующих с противоположных сторон на сферу и предназначенных для удерживания сферы в правильном положении во время нерабочей фазы устройства, по меньшей мере четыре средства обеспечения капель, расположенные симметрично вокруг сферы и выполненные с возможностью образования капель и сохранения их с требуемой температурой, и изоляционную герметизированную конструкцию, предназначенную для изоляции упомянутых устройств от окружающей среды и для предотвращения осаждения пыли на поверхность сферы и на четыре полученные капли, и средство охлаждения, предназначенное для сохранения сферы с температурой ниже чем температура капель. Техническим результатом изобретения является обеспечение свободной ориентации сферы с понижением вибраций в устройстве. 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к оборудованию многофункциональных космических аппаратов (МКА), предназначенных для калибровки и юстировки радиолокационных станций (РЛС), а также для дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ). МКА содержит корпус с приборным отсеком, двигательную установку, системы ориентации и стабилизации, систему обеспечения теплового режима, солнечные батареи. Корпус МКА выполнен в форме куба или прямой призмы. На одной из граней корпуса имеется V-образный паз или углубление, в котором закреплен уголковый отражатель, выполненный из двух плоских пластин. В МКА введен дополнительный модуль аппаратуры: целевой, передающей, командной радиолинии, навигационной (для систем «ГЛОНАСС» и/или GPS) и др. служебных систем. Технический результат заключается в расширении возможностей МКА путём придания ему функций орбитальной платформы-носителя средств для исследований отражательных характеристик атмосферы и ионосферы Земли, ДЗЗ в оптическом и/или ИК-диапазоне; кроме того, повышена устойчивость уголкового отражателя к тепловым деформациям. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30). Выдвижение и уборка рулеток производятся с помощью ротора (33), установленного в статоре (32). Первый конец (16) первой ветви рулетки (31) жестко связан с первым креплением (36), которое может быть неподвижно соединено со статором (32). Второй конец (17), пропущенный через прижимные (фасонные) губки, намотан на ротор (33). При размотке с ротора рулетка самопроизвольно (упруго) переходит в рабочее состояние. Технический результат состоит в создании малогабаритного, простого в работе, оптимально сопрягаемого с развёртываемой конструкцией устройства, обеспечивающего необходимую жесткость и устойчивость конструкции в рабочем положении. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 16 ил.

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30). Выдвижение и уборка рулеток производятся с помощью ротора (33), установленного в статоре (32). Первый конец (16) первой ветви рулетки (31) жестко связан с первым креплением (36), которое может быть неподвижно соединено со статором (32). Второй конец (17), пропущенный через прижимные (фасонные) губки, намотан на ротор (33). При размотке с ротора рулетка самопроизвольно (упруго) переходит в рабочее состояние. Технический результат состоит в создании малогабаритного, простого в работе, оптимально сопрягаемого с развёртываемой конструкцией устройства, обеспечивающего необходимую жесткость и устойчивость конструкции в рабочем положении. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к конструкции и сборке космических объектов, например орбитальных станций. Строительный модуль (в составе платформы) в виде полой 6-гранной или 4-гранной призмы (1) снабжён дополнительными плоскими элементами (2). В качестве материала для модуля могут быть использованы, например титан, кевлар и др. композиты. При стыковке модулей (1) по кромкам элементов (2), имеющих ширину в половину ширины грани призмы, получают многократно возрастающие объемы (3) строящегося объекта (например платформы). Стыковочные кромки элементов (2) могут быть скошены, позволяя разнообразить форму создаваемых объектов. Для запуска единичный модуль может быть помещён в цилиндрическую оболочку (обтекатель), а в объемах между оболочкой и элементами (2) могут быть размещены пороховые ускорители. Возможен запуск связки модулей. Технический результат изобретения направлен на создание простого и универсального строительного модуля, позволяющего снизить количество запусков и другие затраты на строительство космических объектов. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

Группа изобретений относится к средствам и методам выведения, работы на орбите и увода с орбиты автоматических полезных нагрузок (ПН) с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса (РКК). В состав РКК входит разгонный блок (РБ) с устройствами управления ракетой-носителем, которые при отделении ПН от РБ дистанционно управляют служебными системами ПН, запасом топлива для увода ПН, системой стыковки с ПН на рабочей орбите и манипулятором для технического обслуживания и установки ПН на РБ. ПН может быть выполнена и неотделяемой от РБ. Для дистанционного управления ПН, после её отделения, РБ перемещают в заданное место орбиты. Электропитание ПН осуществляют с использованием оборудования, доставляемого РБ, или от штатных бортовых систем РБ. Увод ПН осуществляют с помощью РБ, после его сближения и стыковки с ней. Техническим результатом являются минимизация состава управляющих и энергетических систем РКК, упрощение процесса выведения на орбиту, возможность полной последующей утилизации компонентов РКК. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к приводам для разворота оборудования относительно корпуса космического аппарата (КА). Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, включает в свой состав двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, систему управления двигателем и маховик-компенсатор реактивного момента. Крепление статора двигателя привода к корпусу носителя осуществляется посредством подшипников таким образом, чтобы статор под действием реактивного момента мог свободно вращаться вокруг оси вращения ротора. Управляющий электрический ток подается на обмотки двигателя через скользящие токоподводы. Статор двигателя может быть либо непосредственно, либо через редуктор связан с маховиком-компенсатором реактивного момента. Техническим результатом изобретения является обеспечение отсутствия приводного реактивного момента, возмущающего космический носитель. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к регулируемым узлам крепления конструкций с интерфейсом на стропах. Регулируемый узел крепления состоит из площадки со стропами, накладки и кронштейна, жестко фиксированных между собой с помощью крепежных элементов, а также внутреннего и внешнего кронштейнов, форма которых выбрана из условия исключения их перемещения относительно силовой конструкции корпуса. Площадка со стропами расположена на накладке, жестко фиксированной с помощью крепежных элементов с кронштейном, расположенным снаружи силовой конструкции корпуса. На внешнем кронштейне имеется глухое отверстие со сферическим основанием, в которое для регулировки величины натяжения строп упирается болт, торец которого выполнен в виде полусферы, закрепленный к кронштейну с помощью гайки, имеющей сферическое сопряжение с этим кронштейном. Техническим результатом изобретения является равномерное распределение величины натяжения строп. 2 ил.

Изобретение относится преимущественно к топливной системе двигательных установок космических объектов. Корпус бака выполнен из двух полукорпусов (4, 5), в которых установлены сильфоны (6, 7). Торцевые гофры сильфонов герметично соединены с крышками (8, 9), имеющими ограничители хода (10, 11), размещенные в газовых полостях (Г1, Г2) полукорпусов (4, 5). С другой стороны гофры жестко закреплены на торцевых шпангоутах полукорпусов так, что между ними образуются полость и кольцевой зазор, обеспечивающие подачу компонента в жидкостную полость (Ж) через штуцер (1). В кольцевой зазор установлен стопор (14) хода сильфонов (6, 7), выполненный с отверстиями для прохода жидкости. На сильфонах (6, 7) через определенное число гофров установлены гофры большего внешнего диаметра с размещенными на их кромках фторопластовыми кольцами, скользящими по корпусу. При подаче газа (азота, гелия) через штуцеры (2) и (3) в полости (Г1) и (Г2) сильфоны (6) и (7) сжимаются, вытесняя жидкость из полости (Ж). При этом только указанные фторопластовые кольца контактируют с внутренней поверхностью бака. Техническим результатом является повышение надежности за счет уменьшения хода подвижной части сильфона и площади (мест) ее контакта с корпусом, а также ремонтопригодности конструкции сильфона на стадии его изготовления и испытаний. 5 ил.

Изобретение относится к средствам перевода трансформируемых конструкций космического аппарата из сложенного положения в раскрытое. Устройство содержит кронштейны и, прикрепленные к взаимно подвижным элементам и конструкции и соединенные между собой гибкими упругими пластинами желобчатой формы. На торцах кронштейнов выполнены обкатные кулачки, охваченные S-образно с внешней стороны лентами. Ленты закреплены на кулачках винтами. На торцевой части устройства имеется тросовый демпфирующий узел. Во взаимодействующих кулачках установлены элементы датчика конечного положения. Раскрытие конструкции происходит за счёт упругих сил, создаваемых пластинами. Заданная траектория раскрытия обеспечивается взаимным обкатыванием кулачков при их постоянном контакте, создаваемом лентами. Возникающий в конце раскрытия удар частично компенсируется демпфирующим узлом. Фиксация в раскрытом положении обеспечивается жесткостью пластин. Факт раскрытия отмечается датчиком. Технический результат состоит в обеспечении простыми средствами жесткости конструкции в раскрытом положении, повышении информативности процесса развертывания и снижении ударных нагрузок. 4 ил.

Наверх