Способ изготовления конструкции механического устройства батареи солнечной

Изобретение относится к технологии изготовления солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА). Механическое устройство СБ содержит панели и раму, которые шарнирно связывают между собой в раскрытом положении. Раму шарнирно связывают с технологическим приспособлением (ТП), имитирующим посадочные поверхности и точки крепления механического устройства на корпусе КА. Переводят раму и панели (первый раз) в сложенное положение и фиксируют относительно друг друга и ТП посредством механизмов опорных узлов, удерживаемых от срабатывания с помощью тросовых тяг и пиросредств. Настраивают расположение всех этих узлов и элементов согласно их расположению на КА. Затем механическое устройство СБ может быть испытано на ТП для подтверждения работоспособности, по месту окончательной установки на КА. Техническим результатом является исключение, благодаря ТП, зависимости процесса изготовления механического устройства СБ от степени готовности и самого наличия КА. 1 з.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к космической технике, а именно к способам изготовления конструкции механического устройства батареи солнечной и может быть использовано при создании космического аппарата.

Из существующего уровня техники известен способ изготовления конструкции механического устройства, раскрытый в устройстве «Солнечная батарея космического аппарата» (патент RU №2214949 С1, B64G 1/22), заключающийся в том, что створки батареи солнечной попарно связывают между собой шарнирами, а раму с помощью пиросредств закрепляют на корпусе космического аппарата в раскрытом положении. При этом на внутренних торцах верхних створок устанавливают кронштейны, связанные со стяжными лентами. Переводят батарею космического аппарата в сложенное положение, стяжные ленты пропускают через пиросредства, жестко закрепленные на раме. На внешних торцах верхних створок устанавливают крюки, поверхности которых взаимодействуют с осями подпружиненных стяжных элементов, шарнирно закрепленных на корпусе космического аппарата, причем оси стяжных элементов смещают наружу относительно осей шарниров, связывают верхние и нижние створки, а на нижних створках жестко закреплены шаровые опоры, взаимодействующие с корпусом космического аппарата.

Недостатком описанного выше способа является то, что элементы фиксации конструкции механического устройства батареи солнечной взаимодействуют с корпусом космического аппарата. Таким образом, функционирование механического устройство батареи солнечной невозможно без элементов конструкции космического аппарата, что приводит к зависимости изготовления механического устройства от изготовления самого космического аппарата.

Из существующего уровня техники известен способ изготовления конструкции механического устройства, раскрытый в устройстве «Батарея солнечная космического аппарата» (патент RU №2460676 С2, B64G 1/44), заключающийся в том, что панель батареи солнечной, которая состоит из двух полупанелей, собирают в раскрытом положении, соединяя корневую, среднюю и крайнюю створки каждой из полупанелей шарнирными узлами. Полупанели переводят в сложенное положение и устанавливают на раме, подвижно закрепленной на четырех опорных узлах корпуса космического аппарата.

Полупанели соединяют между собой с одной стороны при помощи четырех подпружиненных прижимов, установленных на раме, а с другой - четырьмя стяжками в опорных узлах космического аппарата. Подпружиненные прижимы связывают посредством тросовой тяги с пиросредством.

Недостатком описанного выше способа является большое количество элементов фиксации (стяжки опорных узлов, опорные узлы, пиросредства и подпружиненные прижимы, фиксирующие внешнюю панель), что усложняющего конструкцию устройства, а также то, что опорные узлы входят в состав конструкции космического аппарата, в связи с чем функционирование механического устройство батареи солнечной невозможно без этих опорных узлов и к зависимости изготовления механического устройства от изготовления самого космического аппарата.

Из существующего уровня техники наиболее близким к заявленному решению (прототипом) является способ изготовления конструкции механического устройства, раскрытый в устройстве «Солнечная батарея» (патент RU №2258640 С1, B64G 1/44), заключающийся в том, что панели соединяют между собой и через первую панель с рамой в раскрытом положении посредством расположенных по их краям соосных шарнирных соединений. Раму связывают шарнирным соединением с космическим аппаратом. Раму и панели переводят в сложенное положение и фиксируют друг относительно друга и на космическом аппарате с помощью механизмов опорных узлов, удерживаемых от срабатывания пирочеками. При этом опорные узлы и пирочеки установлены на скрепленных с космическом аппаратом кронштейнах.

Недостатком описанного выше способа является то, что сборка механического устройства батареи солнечной происходит на корпусе космического аппарата с подготовленными посадочными поверхностями и необходимыми крепежными отверстиями, с использованием конструктивных элементов космического аппарата (например, таких как кронштейны для установки пиросредств), непосредственно влияющих на функционирование устройства. Это приводит как к усложнению конструкции самого механического устройства батареи солнечной, так и к тому, что сборку конструкции на корпусе космического аппарата необходимо интегрировать в производственный цикл самого космического аппарата, то есть учитывать время, место и необходимую степень готовности конструкции космического аппарата, а так же объем и соответствующие этапы его испытаний на работоспособность в условиях штатного функционирования.

Для заявленного способа выявлены основные общие существенные признаки, как: панели, рама, шарнирные соединения, пакет.

Технической проблемой, на решение которой направлено заявляемое изобретение является упрощение процесса изготовления механического устройства батареи солнечной, что, в свою очередь снижает время изготовления всего космического аппарата.

Поставленная техническая проблема решается тем, что в способе изготовления конструкции механического устройства батареи солнечной, заключающимся в том, что панели и раму, связывают между собой шарнирными соединениями в раскрытом положении. Раму связывают шарнирным соединением с технологическим приспособлением, имитирующим посадочные поверхности и точки крепления элементов конструкции механического устройства батареи солнечной на корпусе космического аппарата. Переводят раму и панели в сложенное положение. Фиксируют друг относительно друга и относительно технологического приспособления посредством механизмов опорных узлов удерживаемых от срабатывания узлом с пиросредствами с помощью тросовых тяг. При этом опорные узлы, узел с пиросредствами и тросовые тяги заранее устанавливают на технологическом приспособлении в заданных местах и окончательно. Настраивают их расположение соответствующее их расположению на космическом аппарате при первом переводе панелей и рамы в сложенное положение. После чего механическое устройство батареи солнечной испытывают на технологическом приспособлении для подтверждения работоспособности, по месту окончательной установки на космическом аппарате.

Способ изготовления конструкции механического устройства батареи солнечной заключается в том, что предварительно изготавливают технологическое приспособление, представляющее собой конструкцию, например балочную ферму, повторяющую космический аппарат в части плоскостей и точек крепления механического устройства батареи солнечной на космическом аппарате. Затем панели и раму, связывают между собой шарнирными соединениями в раскрытом положении, раму связывают шарнирным соединением с технологическим приспособлением, имитирующим посадочные поверхности и точки крепления элементов конструкции механического устройства батареи солнечной на корпусе космического аппарата. Переводят раму и панели в сложенное положение, фиксируют друг относительно друга и относительно технологического приспособления посредством механизмов опорных узлов взаимодействующего с узлом с пиросредствами с помощью тросовых тяг, при этом опорные узлы, узел с пиросредствами и тросовые тяги заранее установлены на технологическом приспособлении в заданном месте. Такая конструкция фиксирующих элементов позволяет объединить все элементы в одну механическую систему, что облегчает монтаж ее на технологическом приспособлении и затем перенос, и монтаж на корпусе космического аппарата. Также это позволяет сократить количество элементов фиксации, но при этом выполнять функцию рамы и панелей в сложенном положении с заданной надежностью и автономно от корпуса космического аппарата. Окончательно расположение элементов механического устройства батареи солнечной на технологическом приспособлении, соответствующее их расположению на космическом аппарате настраивают при первом переводе панелей и рамы в сложенное положение. Механическое устройство батареи солнечной испытывают на технологическом приспособлении для подтверждения работоспособности, по месту окончательной установки на космическом аппарате, а затем демонтируют и устанавливают на космический аппарат в заданный момент его производственного цикла.

Механическое устройство батареи солнечной, конструкцию которой изготавливают заявленным способом, состоит из рамы и панелей, связанных между собой шарнирными соединениями, и фиксируемых в сложенном положении между собой опорными узлами, механизмы которых удерживаются от срабатывания узлом с пиросредствами с помощью тросовых тяг.

Техническим результатом изобретения является использование дополнительного технологического приспособления (оснастки), позволяющей исключить зависимость процесса изготовления механического устройства батареи солнечной от степени готовности космического аппарата, времени и места его нахождения.

1. Способ изготовления конструкции механического устройства батареи солнечной, заключающийся в том, что панели и раму связывают между собой шарнирными соединениями в раскрытом положении, отличающийся тем, что раму связывают шарнирным соединением с технологическим приспособлением, имитирующим посадочные поверхности и точки крепления элементов конструкции механического устройства батареи солнечной на корпусе космического аппарата, переводят раму и панели в сложенное положение, фиксируют друг относительно друга и относительно технологического приспособления посредством механизмов опорных узлов, удерживаемых от срабатывания узлом с пиросредствами с помощью тросовых тяг, при этом опорные узлы, узел с пиросредствами и тросовые тяги заранее устанавливают на технологическом приспособлении в заданных местах и окончательно настраивают их расположение, соответствующее их расположению на космическом аппарате, при первом переводе панелей и рамы в сложенное положение.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что механическое устройство батареи солнечной испытывают на технологическом приспособлении для подтверждения работоспособности, по месту окончательной установки на космическом аппарате.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам развёртывания тросовой системы, включающей в себя связанные космические аппараты (КА). На одном из КА (2) установлен барабан (3) с тросом (4), безынерционная (5) и электромагнитная (10), с регулируемым источником питания (11), катушки.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) вблизи точек стояния на стационарной орбите. КА с самоколлокацией (КАСК) постоянно удерживают в заданной области удержания (ОУ) по долготе.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) на геостационарной орбите (ГСО) с помощью двигателей преимущественно сверхмалой тяги (~ 0,1 Н).

Изобретение относится к конструкции и оборудованию главным образом малоразмерных спутников, предназначенных для создания антенных систем. Бинарный космический аппарат (БКА) содержит два кубических корпуса с поворотными телескопическими штангами, на которых размещены мультивекторные матричные ракетные двигатели (ММРД) для развёртывания гибкой солнечной батареи, интегрированной с коллинеарной антенной, информационными и силовыми шинами, позиционной штрихкодовой лентой.

Группа изобретений относится к полётному тестированию бортового оборудования (4) спутника (6) посредством наземной станции (82), имеющей первый радиочастотный усилитель (86) и радиочастотную передающую антенну (88).

Изобретение относится к конструкции систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов, в частности к узлу соединения панелей холодильника-излучателя. Соединение выполнено металлорукавом, состоящим из арматуры для стыковки с гидравлическим контуром СТР, сильфона и защитной оплетки.

Изобретение относится к эксплуатации солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета.
Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета.

Изобретение относится к транспортировке полезных грузов при перелетах космического корабля (КК), например, с окололунной на околоземную орбитальную станцию. Способ включает стыковку КК с разгонным блоком (РБ) и выдачу с помощью РБ импульса для перелета с окололунной орбиты к Земле по пролетной траектории с высотой перигея, равной высоте конечной околоземной орбиты.

Изобретение относится, главным образом, к спутникам для наблюдения Земли. Привязка включает измерение параметров орбиты спутника, ортотрансформирование снимка и определение по нему точки, из которой выполнялась съемка.

Изобретение относится к энергетике и может найти применение при создании солнечных космических электростанций локального энергоснабжения Земли. Система передачи энергии на Землю с орбитальной солнечной электростанции содержит солнечную батарею, преобразователь электрического тока в СВЧ энергию, фазируемую антенную решетку, приемную выпрямительную антенну.

Изобретение относится к эксплуатации солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета.

Изобретение относится к эксплуатации солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета.
Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета.
Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета.

Изобретение относится к области энергетики и может применяться для электроснабжения космических аппаратов, в частности космических спутников. В генераторе электрической энергии, содержащем преобразователь тепловой энергии в электрическую с магнитной системой из постоянных магнитов и ферромагнитных пластин, принимающей солнечную тепловую энергию, между двумя ферромагнитными пластинами установлены постоянные магниты и обмотка.

Изобретение относится преимущественно, к приводам поворотных конструкций космического аппарата, например панелей солнечных батарей или антенн. Устройство представляет собой приводную пружину один конец, которой закреплен на приводном ролике, конструктивно связанном с одной из поворотных деталей, изготовленную путем скручивания пружинной ленты в спираль.

Изобретение относится к способу управления автономной системой электроснабжения космического аппарата. Для этого управляют стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы при контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей в блоке, выдают запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снимают запрет при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрещают работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снимают этот запрет при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, контролируют ток солнечной батареи, снимают блокировку работы преобразователя напряжения после превышения тока солнечной батареи заранее заданного значения, при аварийном разряде аккумуляторных батарей, в зависимости от величины их остаточной емкости включают режим аварийного экономичного разряда аккумуляторных батарей и, при необходимости, включают блок автономного управления приводом солнечной батареи для получения солнечной батареей максимальной освещенности от Солнца, а в случае не устранения аварийного режима, блокируют работу всех разрядных устройств.
При управлении космическим аппаратом с использованием исправного бортового компьютера при входе в теневой участок запускают таймер, предусмотренный в блоке управления космического аппарата, с продолжительностью, равной максимальной продолжительности теневого участка; после выхода из теневого участка при неисправном бортовом компьютере, по сигналу таймера космический аппарат переводят в режим работы с использованием автономного контура управления, а при исправном бортовом компьютере по информации от бортового баллистического программного обеспечения отключают таймер, и управление космического аппарата осуществляют по информации исправного бортового компьютера.

Изобретение относится к области космической техники. Способ контроля производительности солнечной батареи космического аппарата с инерционными исполнительными органами содержит этапы, на которых:- включают ориентацию солнечной батареи нормалью к рабочей поверхности на Солнце;- измеряют ток от солнечной батареи и контроль производительности солнечной батареи по результатам сравнения текущих измеренных значений тока и значений тока, измеренных на предыдущих этапах полета; - выполняют построение и поддержание в орбитальной системе координат ориентации космического аппарата;- последовательно разворачивают солнечную батарею в фиксированные положения;- измеряют ток от солнечной батареи в моменты касания видимым с космического аппарата диском Солнца верхней границы атмосферы Земли на заходе Солнца на витках;- определяют текущее значение расстояния от Земли до Солнца;- в ходе полета повторяют вышеописанные действия и контроль производительности солнечной батареи выполняют по результатам сравнения текущих и полученных на предыдущих этапах полета значений тока от солнечной батареи.

Изобретение относится к технологии изготовления солнечной батареи космического аппарата. Механическое устройство СБ содержит панели и раму, которые шарнирно связывают между собой в раскрытом положении. Раму шарнирно связывают с технологическим приспособлением, имитирующим посадочные поверхности и точки крепления механического устройства на корпусе КА. Переводят раму и панели в сложенное положение и фиксируют относительно друг друга и ТП посредством механизмов опорных узлов, удерживаемых от срабатывания с помощью тросовых тяг и пиросредств. Настраивают расположение всех этих узлов и элементов согласно их расположению на КА. Затем механическое устройство СБ может быть испытано на ТП для подтверждения работоспособности, по месту окончательной установки на КА. Техническим результатом является исключение, благодаря ТП, зависимости процесса изготовления механического устройства СБ от степени готовности и самого наличия КА. 1 з.п. ф-лы.

Наверх