Свето- и теплозащитное устройство космического аппарата и способ его раскрытия и стабилизации

Группа изобретений относится к области защиты конструкций космических аппаратов (КА) от внешних факторов космоса. Предлагаемое устройство содержит экран и удерживающее приспособление. Экран имеет гибкую конструкцию (ГК), выполненную из теплостойкой прокладочной стеклоткани и арамидной ткани, пропитанной эпоксифенольным связующим. На поверхностях ГК закрепляют экранно-вакуумную изоляцию и терморегулирующие пленки, а также элементы жёсткости. Для раскрытия одну сторону ГК закрепляют к КА и предварительно закручивают (например, изгибая на пол-оборота). Вторую сторону ГК удерживают упомянутым приспособлением, после срабатывания которого свободная ГК раскрывается под действием изгибающего момента и затем стабилизируется остаточным моментом в положении экрана. Процесс контролируется датчиком. Для исключения удара при раскрытии в точке касания экрана с КА установлен демпфер. Технический результат состоит в снижении массы и упрощении конструкции устройства защиты КА от лучистого и теплового воздействия за счет исключения специальных приводов, шарнирных устройств и механизмов зачековки. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к устройству для защиты отдельных элементов конструкции космических аппаратов (КА), например, радиаторов систем терморегулирования от переохлаждения на момент выведения, аппаратуры наблюдения от засветок солнечного света и другой полезной нагрузки (ПН), требующих затенение от солнечного света и способу раскрытия и стабилизации данного устройства в процессе эксплуатации.

Известно устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций КА (патент RU №2554901 С2 от 20.05.2015 г), которое состоит из неподвижной секции на раме, закрепленной на КА, поворотных секций, узлов вращения с кронштейнами, основных и дублирующих пружинных приводов, которые взаимодействуют с тросами. Имеются средства фиксации рабочего положения поворотной секции, которые включают в себя регулируемые упоры, крючки, защелки, фиксаторы-прижимы, шариковые замки, контактные датчики. После освобождения от связей поворотной секции под действием основных пружинных приводов начинают раскрываться. При штатном раскрытии секций контактные датчики выдают в систему управления КА сигнал о срабатывании устройства. При отсутствии сигнала от контактных датчиков задействуются дублирующие пружинные приводы, и срабатывание устройства происходит от пружин этих пружинных приводов до фиксации в рабочее положение поворотной секции.

К недостаткам известной конструкции следует отнести то, что:

- конструкция имеет дублирующие пружинные приводы, что приводит к увеличенной массе конструкции прототипа;

- для удержания конструкции в рабочем положении применяются механизмы зачековки, что приводит к усложнению конструкции прототипа.

Из существующего уровня техники наиболее близким к заявленному решению является светозащитное устройство (патент RU №2093872 С1 от 20.10.1997 г), которое содержит тубус и экран, соединенный с приводом, при этом привод выполнен двухстепенным с осями вращения, перпендикулярными друг другу и продольной оси тубуса, а экран соединен с приводом при помощи выносного механизма, который может быть выполнен в виде раздвижной штанги или в виде нескольких шарнирно соединенных звеньев. Известное устройство принято за прототип заявленного изобретения.

Недостатками данной конструкции является то, что раскрытие и удержание конструкции в рабочем положении, происходит за счет приводов, поломка одного из которых приведет к отказу устройства.

Из существующего уровня техники известен способ раскрытия и стабилизации гибкой пленочной конструкции (заявка RU №2004135777 А от 20.05.2006 г), в которой раскрытие и стабилизация гибкой конструкции на борту космического аппарата осуществляется за счет подачи постоянного электрического тока и создания магнитного поля в обеспечение раскрытия конструкции и удерживания в развернутом состоянии путем установки параметров постоянного электрического тока.

Недостатками данной конструкции является то, что для обеспечения раскрытия необходима подача постоянного электрического тока, что приводит к большим энергозатратам ПН.

Из существующего уровня техники не выявлены решения, имеющие признаки, совпадающие с признаками заявленного способа раскрытия и стабилизации свето- и теплозащитного устройства космического аппарата.

Задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается

- в снижении массы и упрощении конструкции свето- и теплозащитного устройства космического аппарата, за счет исключения приводов, шарнирных устройств и механизмов зачековки;

- в применении способа, в котором упрощен процесс раскрытия и стабилизации устройства за счет создания рабочей деформации при изгибе гибкой конструкции экрана.

Поставленная задача предлагаемого изобретения достигается за счет применения:

1. Свето- и теплозащитного устройства космического аппарата, содержащего экран, закрепленный с одной стороны на КА. Согласно заявленному изобретению - снабжено устройством, удерживающим экран с другой стороны, причем экран имеет гибкую конструкцию, выполненную из теплостойкой прокладочной стеклоткани и арамидной ткани, пропитанной эпоксифенольным связующим. На одной или обеих сторонах гибкой конструкции экрана закреплены полиимидные терморегулирующие пленки, полиэтилентерефталатновые металлизированные пленки, тепло- экранно-вакуумная изоляция и терморегулирующая фторопластовая пленка класса «солнечные отражатели». Для дополнительной жесткости конструкции экрана по одной или обеим сторонам гибкой конструкции экрана придают трубчатую форму. Для исключения нежелательного изгиба с одной или с обеих сторон экрана параллельно раскрытию установлены, к примеру, клеевым соединением ребра жесткости. Контроль раскрытия и фиксации экрана в раскрытом (рабочем) положении отслеживает датчик раскрытия. Исключая ударные воздействия на космическом аппарате при раскрытии, в точке касания экраном с космическим аппаратом установлен демпфер.

2. Способа раскрытия и стабилизации свето- и теплозащитного устройства космического аппарата, заключающийся в том, что применяют экран, имеющий гибкую конструкцию экрана и снабженный удерживающим устройством, причем одну сторону экрана закрепляют к КА и предварительно закручивают, вторую сторону экрана удерживают удерживающим устройством. Путем срабатывания удерживающего устройства освобождают вторую сторону экрана, при этом гибкая конструкция экрана создает рабочую деформацию при изгибе, обеспечивая движущий момент при раскрытии и остаточный момент для стабилизации в раскрытом положении экрана. Указанная одна сторона экрана закреплена, например, механическим способом.

Способ и конструкция экрана за счет создания рабочей деформации при изгибе гибкой конструкции экрана, позволяя исключить приводы, шарнирные устройства и механизмы зачековки, тем самым повысив надежность конструкции по сравнению с прототипами.

На фиг. 1 показан вид сбоку свето- и теплозащитного устройства космического аппарата в транспортировочном положении и в раскрытом положении.

На фиг. 2 показана схема выкладки гибкой конструкции экрана.

Экран предназначен для защиты ПН от засветок солнечного света и ПН требующих затенение от солнечного света с последующим раскрытием и стабилизации (удержания) экрана в процессе эксплуатации.

Конструкция экрана содержит свето- и теплозащитного устройства космического аппарата, содержащего экран 1, и удерживающее устройство 3. Экран 1 имеет гибкую конструкцию экрана 11, выполненную из теплостойкой прокладочной стеклоткани и арамидной ткани, пропитанной эпоксифенольным связующим. На обеих сторонах гибкой конструкции экрана 11 закрепляют полиимидные терморегулирующие пленки 4, полиэтилентерефталатновые металлизированные пленки 5, тепло- экранно-вакуумную изоляцию 6 и терморегулирующую фторопластовую пленку класса «солнечные отражатели» 7. По обеим сторонам гибкой конструкции экрана 11 перпендикулярно раскрытию придают трубчатую форму 12 и 13. С одной или с обеих сторон экрана 1 параллельно раскрытию экрана 1 установлены, к примеру, клеевым соединением ребра жесткости 8. Контроль раскрытия и фиксации экрана 1 в раскрытом положении отслеживает датчик раскрытия 9. Исключая ударные воздействия на космическом аппарате при раскрытии, в точке касания гибкой конструкции экрана 11 с космическим аппаратом 2 установлен демпфер 10.

Способ раскрытия и стабилизации свето- и теплозащитного устройства космического аппарата, заключающийся в том, что в свето- и теплозащитном устройстве космического аппарата 2 применяют экран 1. Одну сторону 13 гибкой конструкции экрана 11 закрепляют к космическому аппарату 2, например, механическим способом и предварительно закручивают, например, на пол оборота. Вторую сторону 12 гибкой конструкции экрана 11 удерживают удерживающим устройством 3, после срабатывают удерживающее устройство 3 и освобождают вторую сторону 12 гибкой конструкции экрана 11, при этом гибкая конструкция экрана 11 создает рабочую деформацию при изгибе, обеспечивая движущий момент при раскрытии и остаточный момент для стабилизации в раскрытом положении экрана 1.

Испытания экрана в составе испытательных конструкций показали значительную эффективность предложенного технического решения для раскрытия и стабилизации (удержания) экрана.

Заявленная конструкция экрана но сравнению с прототипами обладает существенными отличиями, позволяет упростить процесс раскрытия и стабилизации (удержания) экрана за счет создания рабочей деформации при изгибе гибкой конструкции экрана, снижает массу конструкции и упрощает конструкцию, за счет исключения приводов, шарнирных устройств и механизмов зачековки.

1. Свето- и теплозащитное устройство космического аппарата (КА), содержащее экран, закрепленный с одной стороны на КА, отличающееся тем, что оно снабжено устройством, удерживающим экран с другой стороны, причем экран имеет гибкую конструкцию, выполненную из теплостойкой прокладочной стеклоткани и арамидной ткани, пропитанной эпоксифенольным связующим, причем на одной или обеих сторонах гибкой конструкции экрана закреплены полиимидные терморегулирующие пленки, полиэтилентерефталатновые металлизированные пленки, тепло-экранно-вакуумная изоляция и терморегулирующая фторопластовая пленка класса «солнечные отражатели».

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что одна или обе стороны гибкой конструкции экрана имеют трубчатую форму.

3. Устройство по пп. 1 и 2, отличающееся тем, что с одной или с обеих сторон экрана параллельно раскрытию установлены ребра жесткости.

4. Устройство по пп. 1 и 3, отличающееся тем, что с одной или с обеих сторон конструкции экрана установлен датчик раскрытия.

5. Устройство по пп. 1 и 4, отличающееся тем, что в раскрытом положении в точке касания экрана с космическим аппаратом установлен демпфер.

6. Способ раскрытия и стабилизации свето- и теплозащитного устройства КА по п. 1, заключающийся в том, что применяют экран, имеющий гибкую конструкцию экрана и снабженный удерживающим устройством, причем одну сторону экрана закрепляют к КА и предварительно закручивают, вторую сторону экрана удерживают удерживающим устройством, путем срабатывания удерживающего устройства освобождают вторую сторону экрана, при этом гибкая конструкция экрана создает рабочую деформацию при изгибе, обеспечивая движущий момент при раскрытии и остаточный момент для стабилизации в раскрытом положении экрана.

7. Способ по п. 6, отличающийся тем, что указанная одна сторона экрана закреплена механическим способом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и касается способа сборки внутренней теплозвукоизоляции головного обтекателя ракеты-носителя. Способ включает сборку узла последовательным нанесением клеевым методом на внутреннюю поверхность головного обтекателя пенополиуретана на основе сложного полиэфира П-2200, облицовочной ткани АЗТс, на которую наклеивают алюминиевую фольгу, образуя трехслойные пакеты, которые на цилиндрической части головного обтекателя устанавливают одной толщины, а на конической части головного обтекателя пакеты устанавливают в шахматном порядке переменной толщины с линейными размерами каждой стороны пакетов большими или равными половине длины резонансной звуковой волны λ/2.
Изобретение относится к космическим технологиям, используемым при освоении внеземной (инопланетной) среды. Космическую (преимущественно обитаемую) станцию, которую размещают в затенённой области кратера близ полюса Меркурия, теплоизолируют графитовым материалом.

Группа изобретений относится, главным образом, к теплозащищённым передним кромкам крыльев аэрокосмических транспортных средств. Структура передней кромки включает в себя множество съемных модулей, прикрепляемых, например, к переднему лонжерону крыла.

Система для тепловой защиты сверхвысокоскоростного летательного аппарата содержит источник (200) газа-холода, расположенный внутри герметичной полости, и приводное устройство (100) источника газа-холода для преобразования источника (200) газа-холода в газ высокого давления.

Изобретение относится к теплозащите преимущественно гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ заключается в разбивке теплозащитного покрытия на плитки и их закреплении на силовом каркасе аэродинамической поверхности (АП).

Изобретение относится к тепловой защите объектов космической и/или криогенной техники, а также может быть использовано в других отраслях народного хозяйства. Материал состоит из чередующихся слоев экранов металлизированной теплоотражающей перфорированной пленки и сепарационной прокладки.

Изобретение относится к конструкции корпусов скоростных летательных аппаратов (ЛА), преимущественно малых калибров. Для обечайки с длиной образующей L и с гладкой несущей стенкой толщиной δ корпуса цилиндрической, конической или биконической формы - в стенке обечайки с одного или двух торцов осесимметрично выполнены глухие отверстия диаметром d и длиной l1, l2 таким образом, чтобы δ=d+2(0,5-4,0) мм, L=(l1+l2)+(2-20) мм.

Изобретение относится военной технике. Надувной теплоизоляционный купол включает ограждение, составленное из соединенных между собой изогнутого покрытия и двух торцевых стенок, выполненных из гибкого, упругого материала, при этом изогнутое покрытие состоит из двух горизонтальных труб–коллекторов, полость которых по боковой поверхности соединена между собой изогнутыми трубами.

Группа изобретений относится к области защиты сооружаемых на Луне объектов от радиации, экстремальных температур и микрометеороидов. Средство защиты содержит оболочку, заполненную реголитом и изготовленную из материала на основе стекловолокна с пределами рабочих температур от -200°C до +550°C и прочностью на уровне 180 ÷ 400 кгс/мм2.

Изобретение относится к области защиты от молний. Молниеотвод (200) установлен на защищаемой конструкции (100) и содержит поверхностное покрытие, несколько электропроводящих элементов (204), распределенных по конструкции, защитное покрытие (205).

Изобретение относится к конструкции и эксплуатации ракет-носителей (РН) и их отделяемых частей (ОЧ): отработавших ступеней, переходных отсеков, створок головных обтекателей и т.п.

Изобретение относится к области машиностроения, а более конкретно к устройству защиты космического аппарата. Устройство защиты космического аппарата обслуживания от рассеянных частиц с поверхности облучаемого объекта при облучении ионным пучком содержит гибкую защитную поверхность.

Изобретение относится к средствам спасения космонавтов в аварийной ситуации на старте. Система содержит каркас (1) с площадкой (2) (на уровне посадки в космический корабль), расположенной в изолированном помещении (3), лифт с кабиной (4), где установлено защищенное спасательное транспортное средство (5) с автономным приводом перемещения.

Изобретение относится к системам диагностики. В способе диагностирования неисправности диагностируют неисправность объекта наблюдения, имеющего рабочее состояние, включающее в себя неустойчивое состояние.

Изобретение относится к области предохранительных и аварийных устройств космических кораблей (КК), применяемых на стартовой позиции космодрома. Предлагаемое устройство содержит башню (1), устройство подъема (2), галерею эвакуации (3), силовые опоры (4), защитное сооружение (5), кабину посадки экипажа (не показана), поворотную кабину (7), стационарный чехол (8) и гидропривод (9).

Изобретение относится к устройству для открытия и закрытия отверстия в бленде, защищающей оптико-электронную аппаратуру космического аппарата (КА) от воздействия внешних тепловых и световых факторов.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при внештатной посадке многоразового спускаемого аппарата на воду. Дренажное устройство состоит из дренажной системы, которая выполнена в виде емкости, в нижней части которой выполнено посадочное отверстие с уплотнительной поверхностью и сосной ей резьбой.

Группа изобретений относится к методам и средствам защиты бортового оборудования космических аппаратов (КА), а также экипажей пилотируемых КА (станций). Способ включает в себя металлизацию оборудования так, что агрегаты и аппаратуру (1) служебных систем КА выводят на одну шину (2), а комплекс (5) целевой и/или научной аппаратуры - на другую шину (4).

Изобретение относится к средствам защиты и предназначено для изменения орбиты массивных космических тел (КТ), угрожающих столкновением с Землей. Устройство состоит из корпуса, системы наведения и ориентации, лазерного дальномера.

Изобретение относится к средствам защиты и предназначено для изменения орбиты массивных космических тел, угрожающих столкновением с Землей. Устройство состоит из корпуса, системы наведения и ориентации, лазерного дальномера.

Группа изобретений относится к области защиты конструкций космических аппаратов от внешних факторов космоса. Предлагаемое устройство содержит экран и удерживающее приспособление. Экран имеет гибкую конструкцию, выполненную из теплостойкой прокладочной стеклоткани и арамидной ткани, пропитанной эпоксифенольным связующим. На поверхностях ГК закрепляют экранно-вакуумную изоляцию и терморегулирующие пленки, а также элементы жёсткости. Для раскрытия одну сторону ГК закрепляют к КА и предварительно закручивают. Вторую сторону ГК удерживают упомянутым приспособлением, после срабатывания которого свободная ГК раскрывается под действием изгибающего момента и затем стабилизируется остаточным моментом в положении экрана. Процесс контролируется датчиком. Для исключения удара при раскрытии в точке касания экрана с КА установлен демпфер. Технический результат состоит в снижении массы и упрощении конструкции устройства защиты КА от лучистого и теплового воздействия за счет исключения специальных приводов, шарнирных устройств и механизмов зачековки. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх