RU2350519C1 - Space vehicle deployable bulky reflector - Google Patents
Space vehicle deployable bulky reflector Download PDFInfo
- Publication number
- RU2350519C1 RU2350519C1 RU2007122219/11A RU2007122219A RU2350519C1 RU 2350519 C1 RU2350519 C1 RU 2350519C1 RU 2007122219/11 A RU2007122219/11 A RU 2007122219/11A RU 2007122219 A RU2007122219 A RU 2007122219A RU 2350519 C1 RU2350519 C1 RU 2350519C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- reflector
- cords
- spokes
- net
- base
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerials With Secondary Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике, в частности к зеркальным антеннам с развертываемым крупногабаритным рефлектором зонтичного типа.The invention relates to space technology, in particular to mirrored antennas with deployable large-sized reflector umbrella type.
В настоящее время на телекоммуникационных спутниках широко используются многолучевые зеркальные антенны с вынесенной облучающей системой с развертываемым крупногабаритным осенесимметричным рефлектором с диаметром 12 м (поверхность рефлектора - круговая вырезка диаметром 12000 мм из параболоида вращения со смещением): см. стр.9-12 в монографии «Гряник М.В., Ломан В.И. Развертываемые зеркальные антенны зонтичного типа. М.: «Радио и связь», 1987» [1]; известны также конструкции развертываемых рефлекторов таких антенн согласно патенту Российской Федерации №2214659 - «Развертываемый крупногабаритный космический рефлектор» [2] и патенту США №6028569 - «Устройство с большим крутящим моментом и метод использования композитных материалов для раскрытия рефлектора зонтичного типа с множеством ребер» [3].At present, telecommunication satellites widely use multi-beam reflector antennas with a remote irradiating system with a deployable large-sized autumn-symmetric reflector with a diameter of 12 m (the surface of the reflector is a circular notch with a diameter of 12,000 mm from a rotation paraboloid with offset): see pages 9-12 in the monograph “ Gryanik M.V., Loman V.I. Umbrella type deployable reflector antennas. M .: "Radio and communications", 1987 "[1]; Also known are the designs of deployable reflectors of such antennas according to the patent of the Russian Federation No. 2214659 - "Deployable large-sized space reflector" [2] and US patent No. 6028569 - "Device with high torque and the method of using composite materials to open the reflector type umbrella with many ribs" [ 3].
Анализ, проведенный авторами, показал, что, когда для обеспечения требуемых электрических характеристик антенны среднеквадратичное отклонение (СКО) профиля рабочей поверхности рефлектора от теоретического должно быть менее 1,5 мм при одновременном обеспечении уменьшения массы антенны по сравнению с известными антеннами, общим существенным недостатком известных антенн является сложность силовой конструкции, обеспечивающей рабочее положение рефлектора в условиях орбитального функционирования, из-за наличия в конструкции рефлектора [2] множества стрежней (72 шт) и электроприводов (8 шт, которые должны быть зарезервированы, т.к. отказ одного из 8 электроприводов не обеспечит полное раскрытие рефлектора в рабочее положение в условиях орбитальной эксплуатации рефлектора) и из-за необходимости предусмотреть в конструкции рефлектора [3] множество ребер жесткости, в совокупности приводящая к неприемлемой увеличенной массе антенн [2] и [3].An analysis conducted by the authors showed that when the mean square deviation (RMS) of the reflector working surface profile from the theoretical one should be less than 1.5 mm to ensure the required electrical characteristics of the antenna, while reducing antenna mass compared to known antennas, there is a common significant drawback of the known antennas is the complexity of the power structure, providing the working position of the reflector in the conditions of orbital functioning, due to the presence in the design of the reflector [2 ] a plurality of rods (72 pcs) and electric drives (8 pcs, which should be reserved, because the failure of one of the 8 electric drives will not provide full opening of the reflector to its working position in the conditions of orbital operation of the reflector) and because of the need to provide for the design of the reflector [3] a plurality of stiffeners, together leading to an unacceptable increased mass of antennas [2] and [3].
Кроме того, как показал анализ, для обеспечения СКО профиля рабочей поверхности рефлектора менее 1,5 мм должны быть уменьшены размеры ячейки (площадь и две противоположные стороны таким образом, чтобы все длины четырех сторон отличались как можно меньше) сетеполотна в конструкции рефлектора [2], т.е. должно быть предусмотрено увеличенное количество опорных точек, в особенности вне центральной зоны сетеполотна рефлектора, что также обуславливает дополнительное усложнение конструкции и увеличение массы рефлектора, а для рефлектора [3] в случае, если его диаметр равен 12 м, при обеспечении СКО менее 1,5 мм количество ребер жесткости и диаметр центрального узла будут такими, что по массе рефлектор [3] будет проигрывать рефлектору [2]. (Ячейка сетеполотна - это элементарная часть рабочей поверхности сетеполотна, имеющая в реальных конструкциях, как правило, форму пространственного четырехугольника, вершинами которого являются четыре взаимно соседне расположенные точки закрепления сетеполотна к опорным точкам - узлам формообразующей структуры (в опорных точках соответствующие реальные точки поверхности сетеполотна совпадают (например, с точностью±0,6 мм) с теоретическими точками параболоида вращения): из-за упругой деформации сетеполотна ячейки имеют форму поверхности выпуклую (подушечный эффект), тогда как в целом рабочая поверхность сетеполотна имеет вогнутую поверхность (см. абзацы 2 и 3 снизу на стр.17 в [1]), причем чем больше площадь ячейки и чем длинее две противоположно расположенные стороны четырехугольника при одной и той же его площади, тем существеннее отклонения поверхности ячейки от требуемой (теоретической) поверхности заданного параболоида вращения - для вышеуказанных известных рефлекторов максимальное вышеуказанное отклонение составляет ΔН=(3-5) мм и более).In addition, as the analysis showed, to ensure the standard deviation of the profile of the working surface of the reflector is less than 1.5 mm, the cell size (area and two opposite sides so that all the lengths of the four sides differ as little as possible) in the reflector design [2] , i.e. an increased number of reference points should be provided, especially outside the central zone of the network reflector reflector, which also causes additional complication of the design and an increase in the mass of the reflector, and for the reflector [3] if its diameter is 12 m, with an RMSE of less than 1.5 mm the number of stiffeners and the diameter of the central node will be such that the mass reflector [3] will lose to the reflector [2]. (A mesh-cell is an elementary part of the mesh’s working surface, which in real structures has, as a rule, the shape of a spatial quadrangle, the vertices of which are four mutually adjacent fixing points of the mesh-grid to the anchor points - nodes of the forming structure (at the anchor points, the corresponding real points of the mesh-grid surface coincide (for example, with an accuracy of ± 0.6 mm) with theoretical points of the paraboloid of revolution): due to the elastic deformation of the mesh, the cells have a surface shape it is convex (pillow effect), while in general the working surface of the net-cloth has a concave surface (see
Таким образом, если разработать рефлектор с СКО профиля рабочей поверхности его сетеполотна менее 1,5 мм по известным техническим решениям, его конструкция будет еще более сложной и с еще более увеличенной массой по сравнению с известными конструкциями рефлектора.Thus, if you develop a reflector with a standard deviation of the profile of the working surface of its net-blade of less than 1.5 mm according to known technical solutions, its design will be even more complex and with even more weight compared to the known designs of the reflector.
Анализ источников информации показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого крупногабаритного рефлектора космического аппарата является патент Российской Федерации №2214659 [2].The analysis of information sources showed that the closest in technical essence to the prototype of the proposed large-sized reflector of the spacecraft is the patent of the Russian Federation No. 2214659 [2].
Вышеуказанный известный развертываемый крупногабаритный космический рефлектор содержит следующие основные элементы (см. фиг.16, 17, 18): центральный узел 11 (имеющий основание и фланец с центром, расположенным в вершине (точка 0) рефлектора); силовой каркас - силовое кольцо, образованное множеством (72 шт) шарнирно соединенных стержней 12, связанных своими концами с телескопическими стойками 13, на которых установлены 8 шт электроприводов 14 (предназначенных для раскрытия рефлектора из сложенного вокруг центрального узла положения); опорные лепестки 15, шарнирно соединенные со стойками 13 и с центральным узлом 11; сетеполотно 16, закрепленное в дискретных точках - опорных точках (узлах) формообразующей структуры, задающих профиль рабочей поверхности рефлектора: элементами формообразующей структуры, задающими вышеуказанный профиль, - опорными точками являются концы штанг 17, закрепленные на опорных лепестках 15, соответствующие точки на рычагах 18, стойках 13 и центральном узле 11; ограничительные ленты 19, закрепленные над каждым опорным лепестком 15.The above known deployable large-sized space reflector contains the following main elements (see Fig. 16, 17, 18): a central node 11 (having a base and a flange with a center located at the apex (point 0) of the reflector); power frame - a power ring formed by a plurality (72 pieces) of pivotally connected
Выше было указано, что основным недостатком рефлектора [2] является сложность конструкции из-за наличия в ней множества шарнирно связанных прецезионно изготовленных элементов - стержней (72 шт) и множества электроприводов (8 шт), а также множества тросов (с суммарной длинной 13 м), используемых для преобразования вращательного движения электроприводов во вращательное движение силового кольца с накручиванием и расположения остальных элементов рефлектора вокруг центрального узла, причем, как показал анализ, для обеспечения требуемого значения среднеквадратичного отклонения профиля рабочей поверхности рефлектора (не более 1,5 мм) количество опорных точек (или узлов) формообразующей структуры должно быть еще более увеличено (в 2-3 раза) - и все это приводит к неприемлемому усложнению конфигурации и еще большему увеличению массы рефлектора; кроме того (см. фиг.18), даже при таком увеличении их количества все равно не решается задача уменьшения имеющегося существенного отрицательного подушечного эффекта (ΔН≥(3-5) мм) на величину среднеквадратичного отклонения профиля рабочей поверхности 16.1 сетеполотна 16 от требуемой теоретической поверхности 20 параболоида вращения из-за точечного закрепления сетеполотна 16 только в точках концов штанг (17.1, 17.2, 17.3, 17.4 - реперные знаки, расположенные на сетеполотне противоположно концам штанг 17).It was noted above that the main drawback of the reflector [2] is the design complexity due to the presence of a plurality of articulated precision manufactured elements — rods (72 pcs) and a plurality of electric drives (8 pcs), as well as many cables (with a total length of 13 m ) used to convert the rotational motion of electric drives into rotational motion of the power ring with winding and the location of the remaining reflector elements around the central node, and, as the analysis showed, to ensure the required value I of the standard deviation of the profile of the working surface of the reflector (not more than 1.5 mm), the number of reference points (or nodes) of the forming structure should be even more increased (2-3 times) - and all this leads to an unacceptable complication of the configuration and an even greater increase in mass reflector; in addition (see Fig. 18), even with such an increase in their number, the problem of reducing the existing significant negative pillow effect (ΔН≥ (3-5) mm) by the standard deviation of the profile of the working surface 16.1 of the
Таким образом, существенными недостатками известной конструкции крупногабаритного рефлектора космического аппарата [2] (имеющего, например, рефлектор, дающий в плане проекцию в форме эллипса с параметрами большой и малой осей - 14747 мм и 12000 мм) являются сложность конструкции и повышенная масса рефлектора, и обеспечение недостаточной точности соответствия реальной отражающей поверхности рефлектора требуемой (теоретической) отражающей поверхности при реально имеющейся повышенной массе рефлектора, а при повышенном требовании среднеквадратичное отклонение реальной поверхности сетеполотна от требуемой теоретической должно быть не более 1,5 мм - количество опорных точек (узлов) формообразующей структуры должно быть существенно (в 2-3 раза) увеличено, что приводит к еще более увеличенной массе рефлектора.Thus, the significant drawbacks of the known design of the large-sized reflector of the spacecraft [2] (having, for example, a reflector that gives a plan view in the form of an ellipse with the parameters of the major and minor axes of 14747 mm and 12000 mm) are the complexity of the design and the increased mass of the reflector, and ensuring insufficient accuracy of matching the real reflective surface of the reflector to the required (theoretical) reflective surface with the actual available increased mass of the reflector, and with increased demand the rms cal deviation of the actual surface from the desired theoretical setepolotna should be less than 1.5 mm - number of reference points (nodes) of the forming structure should be significantly (2-3 fold) is increased, which leads to even more increased weight of the reflector.
Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеперечисленных существенных недостатков.The purpose of the proposed technical solution is the elimination of the above significant disadvantages.
Поставленная цель достигается выполнением конструкции развертываемого крупногабаритного рефлектора космического аппарата таким образом, что:This goal is achieved by the design of the deployable large-sized reflector of the spacecraft in such a way that:
- силовой каркас изготовлен в виде шарнирно соединенных с основанием прямолинейных спиц, выполненных в виде сетчатой стержневой конструкции с закрепленными на их концах консолями, причем с противоположной стороны от раскрыва рефлектора установлена прикрепленная к основанию, изготовленному из сотовой панели, телескопическая мачта, единым центром связанная с гибкими оттяжками, в свою очередь связанными со спицами, а формообразующая структура выполнена в виде гибких лент, равномерно расположенных в радиальных направлениях от фланца к концам консолей и шнурам, соединяющим концы соседних консолей, и присоединенных к рабочей поверхности сетеполотна, при этом к поверхности гибких лент прикреплены разноудаленные от центра кронштейны, содержащие скобы - узлы формообразующей структуры, в осевом направлении соединенные стяжными нитями со шнурами, натянутыми в виде арки между спицами напротив размещения соответствующих тангенциальных шнуров, спицами и консолями;- the power frame is made in the form of straight-knitting pins pivotally connected to the base, made in the form of a mesh rod structure with consoles fixed at their ends, and on the opposite side of the reflector aperture a telescopic mast attached to the base made of a honeycomb panel is installed, connected to a single center with a single center flexible braces, in turn, connected with knitting needles, and the forming structure is made in the form of flexible ribbons uniformly spaced in radial directions from the flange to the ends of the consoles and the cords connecting the ends of adjacent consoles and attached to the working surface of the net-cloth, while the brackets are located on the surface of the flexible ribbons, containing brackets — nodes of the forming structure, axially connected by tie threads with cords stretched in the form of an arch between knitting needles opposite the placement of the corresponding tangential cords, knitting needles and consoles;
- количество гибких лент увеличивается от центральной части к периферии и больше количества спиц;- the number of flexible ribbons increases from the central part to the periphery and more than the number of spokes;
- ленты и тангенциальные шнуры расположены на рабочей стороне сетеполотна и выполнены из радиопрозрачных размеростабильных композиционных материалов;- tapes and tangential cords are located on the working side of the net cloth and are made of radiolucent dimensionally stable composite materials;
- силовые элементы конструкции силового каркаса, мачты и оттяжки выполнены из размеростабильных композиционных материалов;- power structural elements of the power frame, mast and guy rods are made of dimensionally stable composite materials;
- спицы выполнены равномерно расположенными в радиальных направлениях и расходящимися под заранее определенным углом относительно оси центрального узла;- the spokes are made evenly spaced in radial directions and diverging at a predetermined angle relative to the axis of the Central node;
- консоли выполнены с возможностью откидывания в сторону сетеполотна на угол, соответствующий формообразованию рефлектора, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.- the console is made with the possibility of tilting in the direction of the net canvas at an angle corresponding to the shape of the reflector, which is, according to the authors, the essential distinguishing features of the proposed technical solution.
В результате анализа, проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого технического решения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемой конструкции рефлектора и способе его изготовления.As a result of the analysis conducted by the authors of the well-known patent and scientific and technical literature, the proposed combination of significant distinguishing features of the claimed technical solution was not found in the known sources of information and, therefore, the known technical solutions do not exhibit the same properties as in the inventive design of the reflector and the method of its manufacture .
Сущность изобретения поясняется фиг.1-15.The invention is illustrated figure 1-15.
Фиг.1 изображен общий вид (фронтальное изображение) предложенного авторами развертываемого крупногабаритного рефлектора антенны космического аппарата, где 1 - центральный узел; элементы силового каркаса: 2 - спицы (12 шт); 3 - консоли (12 шт); 4 - оттяжки (12 шт); 5 - мачта; 6 - сетеполотно; 7.2 - элемент формообразующей структуры - стяжная нить; OXYZ - система координат параболоида вращения; OpXpYpZp - система координат рефлектора; Ор - вершина рефлектора; F - фокус параболоида вращения; Р - поверхность параболоида вращения.Figure 1 shows a General view (front view) proposed by the authors of the deployable large-sized reflector of the antenna of the spacecraft, where 1 is the central node; elements of the power frame: 2 - spokes (12 pcs); 3 - consoles (12 pcs); 4 - braces (12 pcs); 5 - mast; 6 - set-canvas; 7.2 - an element of the forming structure - a coupling thread; OXYZ - coordinate system of rotation paraboloid; OpXpYpZp - reflector coordinate system; About p - top of the reflector; F is the focus of the paraboloid of revolution; P is the surface of the paraboloid of revolution.
Фиг.2 изображена схема соединения спицы с консолями, с центральным узлом и формообразующей структурой, где 2 - спица; 3 - консоль; 4 - оттяжка; элементы центрального узла: 1.1 - основание; 1.2 - фланец (неэлектропроводный; покрыт заготовкой из сетеполотна, рабочей поверхностью, обращенной наружу); 1.3 - механизм выдвижения мачты 5; 7.1 - лента; 7.2 - стяжные нити; 7.3 - стяжной шнур.Figure 2 shows a diagram of the connection of the spokes to the consoles, with a Central node and the shaping structure, where 2 is a spoke; 3 - console; 4 - guy; Elements of the central node: 1.1 - base; 1.2 - flange (non-electrically conductive; covered with a blank from a net sheet, working surface facing outward); 1.3 -
Фиг.3 изображен общий вид рефлектора сверху, где 2 - спица; 3 - консоль; 6 - сетеполотно; 7.1 - ленты; 7.4 - шнур тангенциального контура; 7.5 - шнур между спицами 2 в виде арки.Figure 3 shows a General view of the reflector from above, where 2 is a spoke; 3 - console; 6 - set-canvas; 7.1 - tapes; 7.4 - tangential loop cord; 7.5 - a cord between the
Фиг.4 изображен фрагмент общего вида спицы 2, где 2.1 - спиральный элемент спицы; 2.2 - кольцевой элемент спицы.Figure 4 shows a fragment of a General view of the
Фиг.5 изображена принципиальная схема формообразующей структуры, где 2 - спицы; 6 - сетеполотно; 7.1 - ленты; 7.2 - стяжные нити; 7.4 - шнур тангенциального контура; 7.5 - шнур между спицами 2; 7.6 - кронштейн со скобой 7.6.1.Figure 5 shows a schematic diagram of a shaping structure, where 2 are spokes; 6 - set-canvas; 7.1 - tapes; 7.2 - coupling threads; 7.4 - tangential loop cord; 7.5 - a cord between the
Фиг.6 изображена принципиальная схема расположения площади поверхности элемента сетеполотна между смежными узлами формообразующей структуры, где 6 - сетеполотно; 6.1 - рабочая поверхность сетеполотна; 6.2 - нерабочая поверхность сетеполотна; 7.1 - лента (например, толщиной 0,25 мм и шириной 8-16 мм), присоединенная к рабочей поверхности 6.1 сетеполотна 6; 7.4 - шнур тангенциального контура; 7.1.1, 7.1.2, 7.1.3, 7.1.4 - реперные точки (знаки), расположенные на лентах 7.1 напротив скобам 7.6.1 - узлам формообразующей структуры; Δh - максимальное отклонение реальной поверхности ячейки сетеполотна от теоретической поверхности 20 параболоида вращения из-за подушечного эффекта.Fig.6 shows a schematic diagram of the location of the surface area of the element of the net-sheet between adjacent nodes of the forming structure, where 6 is net-sheet; 6.1 - the working surface of the mesh; 6.2 - non-working surface of the net cloth; 7.1 - tape (for example, a thickness of 0.25 mm and a width of 8-16 mm) attached to the working surface 6.1
Фиг.7 изображена схема соединения спиц и лент с центральным узлом, расположенных выше спиц, где 2 - спица; 1.2 - фланец; 1.2.1 - кольцо; 1.1 - основание; 7.1 - ленты, расположенные выше спиц 2.Fig.7 shows a connection diagram of knitting needles and ribbons with a Central node located above the knitting needles, where 2 is a knitting needle; 1.2 - flange; 1.2.1 - ring; 1.1 - the basis; 7.1 - ribbons located above the knitting
Фиг.8 изображена схема соединения лент с кольцом, прикрепленным к фланцу, где 1.2.1 - кольцо; 7.1 - ленты.Fig. 8 shows a connection diagram of tapes with a ring attached to a flange, where 1.2.1 is a ring; 7.1 - tapes.
Фиг.9 изображена схема крепления кронштейна со скобой к ленте, где 7.1 - лента; 7.2 - стяжная нить; 7.4 - шнур тангенциального контура; 7.6.1 - скоба кронштейна 7.6; 6 - сетеполотно.Fig.9 shows a diagram of the mounting bracket with a bracket to the tape, where 7.1 is a tape; 7.2 - a coupling thread; 7.4 - tangential loop cord; 7.6.1 - bracket bracket 7.6; 6 - set-canvas.
Фиг.10, 11 изображены виды силового каркаса без сетеполотна и формообразующей структуры, где 1 - центральный узел; 2 - спица; 3 - консоль; 4 - оттяжка; 5 - мачта.Figure 10, 11 depicts views of the power frame without setopolotnoy and formative structure, where 1 is the Central node; 2 - a spoke; 3 - console; 4 - guy; 5 - mast.
Фиг.12, 13 изображена схема расположения рефлектора раскрывом вниз, где 1 - центральный узел; 2 - спица, 3 - консоль; 4 - оттяжка; 5 - мачта; 6 - сетеполотно; 8 - технологическое приспособление.12, 13 shows the location of the reflector with the opening downward, where 1 is the central node; 2 - spoke, 3 - console; 4 - guy; 5 - mast; 6 - set-canvas; 8 - technological device.
Фиг.14 изображена схема расположения рефлектора раскрывом вверх.Fig.14 shows the layout of the reflector opening up.
Фиг.15 - схема расположения рефлектора в транспортировочном положении: 1 - центральный узел; 2 - спица; 3 - консоль; 4 - оттяжка; 5 - мачта; 6 - сетеполотно; 9 - районы зачековки рефлектора при расположении на космическом аппарате; 10 - узел зачековки спиц и оттяжек в транспортировочном положении.Fig - layout of the reflector in the transport position: 1 - Central node; 2 - a spoke; 3 - console; 4 - guy; 5 - mast; 6 - set-canvas; 9 - areas of the staking of the reflector when located on the spacecraft; 10 - knitting of knitting needles and braces in the transport position.
Конструктивные особенности предложенного рефлектора, обеспечивающие выполнение целей изобретения: упрощение конструкции и снижения массы рефлектора при одновременном обеспечении СКО профиля рабочей поверхности его менее 1,5 мм, следующие.The design features of the proposed reflector, ensuring the fulfillment of the objectives of the invention: simplifying the design and reducing the mass of the reflector while providing a standard deviation of the profile of the working surface of less than 1.5 mm, are as follows.
Силовой каркас изготовлен в виде шарнирно соединенных с основанием прямолинейных спиц 2 (12 шт), спицы 2 выполнены в виде сетчатой стержневой конструкции (см. журнал «Техника-молодежи», №2 за 1998 г., статью «Ажурные атланты» на стр.3) с закрепленными на их концах консолями 3: каждый консоль 3 может свободно перемещаться от спицы 2 на определенный угол от оси его в сторону сетеполотна 6; соответствующие геометрические размеры мачты 5, спиц 2 с консолями 3 и оттяжек 4 таковы, что в рабочем положении рефлектора спицы равномерно расположены в радиальных направлениях под определенным углом (например, 8°) к оси центрального узла 1 и зафиксированы, консоли 3 откинуты на максимально возможные углы от спиц 2, при этом конец каждого консоля 3 лежит на требуемой поверхности параболоида вращения. С противоположной стороны от раскрыва рефлектора установлена прикрепленная к основанию телескопическая мачта 5, единым центром связанная с гибкими оттяжками 4 (12 шт). Силовая конструкция каждой оттяжки 4 выполнена в виде двух жестких лент, соединенных между собой в зоне, расположенной ближе к мачте, через стальную плоскую пружину. Гибкие оттяжки 4, в свою очередь, связаны со спицами 2. В составе мачты 5 имеется механизм выдвижения мачты 1.3 (в частности, в его составе имеется один электропривод, резервированный по электродвигателю, для обеспечения поступательного движения телескопически расположенной части мачты 5). Основание 1.1 изготовлено из сотовой панели (см. стр.172-197 монографии: Иванов А.А., Кашин С.М., Семенов В.И. «Новое поколение сотовых заполнителей для авиационно-космической техники». М.: Энергоиздат, 2000). Силовые элементы конструкции силового каркаса 2, мачты 5 и оттяжек 4 выполнены из размеростабильных (с минимально возможными коэффициентами линейного расширения в широком диапазоне изменения температур, например, от минус 120 до плюс 120°С) композиционных материалов.The power skeleton is made in the form of straight knitting needles 2 (12 pcs) pivotally connected to the base, the
Формообразующая структура выполнена в виде гибких лент 7.1, которые равномерно расположены в радиальных направлениях от фланца 1.2 к концам консолей 3 и шнурам, соединяющим концы соседних консолей 3. При этом к поверхности гибких лент 7.1 прикреплены разноудаленные от центра фланца 1.2 кронштейны 7.6, содержащие скобы 7.6.1 - узлы формообразующей структуры. Ленты 7.1 присоединены к рабочей поверхности 6.1 сетеполотна скобами 7.6.1. Скобы 7.6.1 в тангенциальных направлениях соединены с натягом шнурами 7.4 с образованием контуров, а в осевом направлении соединены стяжными нитями 7.2 со шнурами 7.5, натянутыми в виде (в этом случае стяжные нити имеют различные длины и обеспечивают более надежное открытие рефлектора из транспортировочного в рабочее положение) арки между спицами 2 напротив размещения соответствующих тангенциальных шнуров 7.4, спицами 2 и консолями 3 (изменяя длину упругой стяжной нити 7.2 между соответствующей скобой 7.6.1 и точкой соединения на аркообразном шнуре 7.5, консолях 3 и спицах 2 регулируют положения скоб 7.6.1 - узлов формообразующей структуры до совпадения реперных знаков, расположенных на лентах напротив скоб, с теоретической точкой на параболоиде вращения (например, с точностью ±0,6 мм). Тангенциальные шнуры 7.4, как и ленты 7.1, расположены на рабочей стороне 6.1 сетеполотна 6 и выполнены из радиопрозрачных размеростабильных композиционных материалов (например, из полиимидной нити, ткани арамидной).The forming structure is made in the form of flexible bands 7.1, which are uniformly located in radial directions from the flange 1.2 to the ends of the
Количество лент 7.1 (больше количества спиц 2) в центральной области рефлектора меньше количества лент за ее пределами, тем самым достигается уменьшение размеров ячеек сетеполотна в периферийной зоне. В результате выполнения радиальных элементов формообразующей структуры в виде лент 7.1, расположения лент 7.1 и тангенциальных шнуров 7.4 со стороны рабочей поверхности 6.1 сетеполотна 6 (менее упругих по сравнению с сетеполотном 6), увеличенного количества лент 7.1 вне центральной зоны сетеполотна 6 существенно уменьшается отрицательное влияние подушечного эффекта на СКО профиля поверхности сетеполотна (Δh≤0,3 мм - см. фиг.6) (в противном случае для обеспечения СКО не более 1,5 мм пришлось бы увеличить количество радиальных элементов формообразующей структуры в 2-3 раза, что существенно усложняет конструкцию рефлектора с неприемлемым увеличением его массы).The number of ribbons 7.1 (more than the number of spokes 2) in the central region of the reflector is less than the number of ribbons outside, thereby reducing the mesh size of the mesh in the peripheral zone. As a result of the implementation of the radial elements of the forming structure in the form of ribbons 7.1, the location of the ribbons 7.1 and tangential cords 7.4 from the side of the working surface 6.1 of the net-cloth 6 (less elastic compared to the net-cloth 6), the increased number of ribbons 7.1 outside the central zone of the net-
В настоящее время предложенное авторами техническое решение «Развертываемый крупногабаритный рефлектор космического аппарата» предусмотрено в технической документации НПО прикладной механики, по которой изготовлен опытный образец, проведены его предварительные испытания. Результаты испытаний показали:Currently, the technical solution proposed by the authors “Deployable Large-Size Reflector of the Spacecraft” is provided for in the technical documentation of the NPO of applied mechanics, according to which the prototype was made, its preliminary tests were carried out. The test results showed:
1. Предложенное авторами техническое решение обеспечивает среднеквадратичное отклонение профиля реальной (изготовленной) поверхности рефлектора от теоретического профиля поверхности параболоида вращения не более 1,3 мм (при среднеквадратичном отклонении около 2700 реперных точек) после всех видов испытаний, имитирующих условия его эксплуатации.1. The technical solution proposed by the authors provides the standard deviation of the profile of the real (manufactured) reflector surface from the theoretical surface profile of the paraboloid of rotation of not more than 1.3 mm (with a standard deviation of about 2700 reference points) after all types of tests that simulate its operating conditions.
2. В процессе разработки технической документации был проведен сравнительный анализ масс рефлектора, предложенного авторами, и известных рефлекторов, удовлетворяющих вышеуказанному требованию по среднеквадратичным отклонениям реальных профилей, и в результате взвешивания изготовленного рефлектора установлено, что предложение авторов обеспечивает выигрыш по массе как минимум 24 кг.2. In the process of developing technical documentation, a comparative analysis of the mass of the reflector proposed by the authors and known reflectors satisfying the above requirement for the standard deviations of real profiles was carried out, and as a result of weighing the manufactured reflector it was established that the authors' proposal provides a mass gain of at least 24 kg.
Из вышеизложенного следует, что в результате такого выполнения рефлектора упрощается его конструкция: в ее составе отсутствуют многочисленные шарнирно связанные стержни и металлические троссы, вместо 8 электроприводов - только один электропривод, что обеспечивает снижение массы рефлектора при одновременном повышении точности установки отражающей поверхности в результате увеличения количества ячеек сетеполотна вне центральной зоны его и выполнения радиальных элементов формообразующей структуры в виде лент 7.1 и расположения их (вместе с тангенциальными шнурами 7.4) со стороны рабочей поверхности 6.1 сетеполотна 6.From the above it follows that as a result of such a design of the reflector, its design is simplified: it does not contain numerous articulated rods and metal cables, instead of 8 electric drives there is only one electric drive, which ensures a decrease in the mass of the reflector while increasing the accuracy of the installation of the reflecting surface as a result of an increase in the number mesh cells outside its central zone and the implementation of the radial elements of the forming structure in the form of ribbons 7.1 and their location (instead of e tangential cords 7.4) from the working
Развертывание рефлектора в рабочее положение производится следующим образом.The deployment of the reflector in the working position is as follows.
В исходном положении рефлектор установлен на космическом аппарате (под обтекателем ракеты-носителя типа «Протон» разработанный рефлектор размещается достаточно просто и при такой конструкции рефлектора обеспечивается оптимальная компоновка телекоммуникационного спутника, в особенности в части модуля полезной нагрузки), соединен со штангой выдвижения рефлектора и находится в свернутом транспортировочном положении (см. фиг.15): телескопическая мачта 5 имеет минимально возможную длину; оттяжки 4 и спицы 2 сложены вдоль мачты 5 и застопорены; сетеполотно 6 и формообразующая структура расположены вдоль спиц 2.In the initial position, the reflector is mounted on the spacecraft (under the cowl of the Proton launch vehicle, the developed reflector is located quite simply and with this reflector design provides the optimal layout of the telecommunication satellite, especially in the payload module), is connected to the reflector extension bar and is located in the folded transport position (see Fig. 15): the
Рефлектор в районе фланца 3 центрального узла 1, концов мачты 5 и спиц 2 зафиксирован на космическом аппарате специальными приспособлениями - фиксаторами 9.The reflector in the region of the
После выведения космического аппарата на рабочую орбиту и раскрытия солнечных батарей блок управления космического аппарата подает команду на раскрытие приспособлений фиксации 9 рефлектора (освобождение рефлектора), затем по команде происходит выдвижение и поворот штанги и прикрепленного к ней рефлектора в соответствующее рабочему рефлектору положение, после этого дается команда на расчековку 10 спиц 2 и оттяжек 4. Затем подается команда на включение в работу электропривода мачты 5 и рефлектор раскрывается в рабочее положение в результате соответствующего выдвижения телескопической части мачты 5; после достижения спицами 2 рабочего положения (и срабатывания их фиксаторов) электропривод выключается.After putting the spacecraft into working orbit and opening the solar panels, the spacecraft control unit gives a command to open the fixation devices of the 9 reflector (releasing the reflector), then, upon command, the rod and the reflector attached to it are extended and rotated to the position corresponding to the working reflector, after which a command for stripping 10
Таким образом, из вышеизложенного следует, что в результате выполнения конструкции развертываемого крупногабаритного рефлектора антенны космического аппарата и изготовления его согласно предложенному авторами техническому решению достигается упрощение конструкции и одновременно повышение точности изготовления - среднеквадратичное отклонение профиля поверхности от теоретической не более 1,5 мм, обеспечивая при этом выигрыш по массе (не менее 24 кг) при создании вышеуказанного рефлектора.Thus, from the foregoing, it follows that, as a result of the design of the deployable large-sized reflector of the spacecraft’s antenna and its manufacturing according to the technical solution proposed by the authors, a simplification of the design and at the same time increase of the manufacturing accuracy — the standard deviation of the surface profile from the theoretical no more than 1.5 mm, are ensured this gain in weight (at least 24 kg) when creating the above reflector.
В настоящее время предложенное авторами техническое решение отражено в технической документации предприятия, изготовлен опытный образец рефлектора. Данные изготовления и испытаний его подтверждают выполнение целей изобретения.Currently, the technical solution proposed by the authors is reflected in the technical documentation of the enterprise, a prototype reflector is manufactured. The manufacturing and testing data confirm the fulfillment of the objectives of the invention.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007122219/11A RU2350519C1 (en) | 2007-06-13 | 2007-06-13 | Space vehicle deployable bulky reflector |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007122219/11A RU2350519C1 (en) | 2007-06-13 | 2007-06-13 | Space vehicle deployable bulky reflector |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2350519C1 true RU2350519C1 (en) | 2009-03-27 |
Family
ID=40542768
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007122219/11A RU2350519C1 (en) | 2007-06-13 | 2007-06-13 | Space vehicle deployable bulky reflector |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2350519C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2449437C1 (en) * | 2010-10-04 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Deployable large-size spacecraft reflector and method of its manufacturing |
| CN108709627A (en) * | 2018-06-25 | 2018-10-26 | 华南理工大学 | Umbrella reflectors vibration measurement device and method |
-
2007
- 2007-06-13 RU RU2007122219/11A patent/RU2350519C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Ж. «Техника-молодежи», №2. - М., 1998, с.3. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2449437C1 (en) * | 2010-10-04 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Deployable large-size spacecraft reflector and method of its manufacturing |
| CN108709627A (en) * | 2018-06-25 | 2018-10-26 | 华南理工大学 | Umbrella reflectors vibration measurement device and method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3111508B1 (en) | Mesh reflector with truss structure | |
| US9755318B2 (en) | Mesh reflector with truss structure | |
| US4352113A (en) | Foldable antenna reflector | |
| US8508430B2 (en) | Extendable rib reflector | |
| US5104211A (en) | Splined radial panel solar concentrator | |
| US6150995A (en) | Combined photovoltaic array and RF reflector | |
| JP2731108B2 (en) | Deployable antenna reflector and deploying method thereof | |
| WO2014127813A1 (en) | Deployable support structure | |
| EP3598576B1 (en) | Reflecting systems, such as reflector antenna systems, with tension-stabilized reflector positional apparatus | |
| JPH05191134A (en) | Antenna reflector, shape of which can be changed during usage | |
| CN112768952B (en) | Spaceborne cassegrain umbrella type mesh SAR antenna | |
| US6229501B1 (en) | Reflector and reflector element for antennas for use in outer space and a method for deploying the reflectors | |
| JP4876941B2 (en) | Deployable antenna | |
| US3286259A (en) | Unfurlable reflector | |
| RU2350519C1 (en) | Space vehicle deployable bulky reflector | |
| CN113161710B (en) | Spatial expandable mesh antenna with profile precision capable of being adjusted in orbit | |
| WO2020227602A1 (en) | Antenna | |
| US20190393602A1 (en) | Large aperture deployable reflectarray antenna | |
| CN116031606A (en) | Winding type accommodating high-precision flexible reflection surface antenna device | |
| EP3923412B1 (en) | Systems and methods for providing antennas with mechanically coupled offset posititons | |
| US11183768B1 (en) | Dual boom deployable parabolic trough reflector | |
| RU2503102C2 (en) | Umbrella antenna for spacecraft | |
| RU2350518C1 (en) | Method for production of space vehicle deployable bulky reflector | |
| RU190518U1 (en) | PARABOLIC DIRECTOFOCUS TRANSFORMABLE REFLECTOR | |
| RU176230U1 (en) | Knot of tension of the cables forming the reflecting surface of the network of a deployable space antenna reflector |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150614 |