RU2480386C2 - Unfolding of reflector carcass - Google Patents

Unfolding of reflector carcass Download PDF

Info

Publication number
RU2480386C2
RU2480386C2 RU2011132996/11A RU2011132996A RU2480386C2 RU 2480386 C2 RU2480386 C2 RU 2480386C2 RU 2011132996/11 A RU2011132996/11 A RU 2011132996/11A RU 2011132996 A RU2011132996 A RU 2011132996A RU 2480386 C2 RU2480386 C2 RU 2480386C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rod
forming core
hinge
reflector
housing
Prior art date
Application number
RU2011132996/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2011132996A (en
Inventor
Александр Филиппович Блинов
Андрей Вячеславович Бондарев
Вадим Георгиевич Гиммельман
Михаил Михайлович Злотников
Алексей Антонович Ринейский
Андрей Васильевич Романов
Максим Анатольевич Скородумов
Сергей Степанович Щесняк
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро "Арсенал" имени М.В. Фрунзе"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро "Арсенал" имени М.В. Фрунзе" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро "Арсенал" имени М.В. Фрунзе"
Priority to RU2011132996/11A priority Critical patent/RU2480386C2/en
Publication of RU2011132996A publication Critical patent/RU2011132996A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2480386C2 publication Critical patent/RU2480386C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Aerials With Secondary Devices (AREA)

Abstract

FIELD: transport.
SUBSTANCE: invention relates to trussed core transformable structures and may be used in, for example, full-parabolic reflector of space antenna. Reflector carcass comprises forming rod elements, each being composed of two mutually spring-loaded parts hinged together. Hinges are arranged at the ends of said rod elements. Said assemblies, forming and diagonal rod-type elements are used to form two opposite surfaces of full-parabolic reflector. Note also said diagonal elements are articulated to hinges of opposite surfaces. Design of the hinge of every forming rod-type element allows the angle between two parts of said rod-type element a bit smaller than 180 degrees. Said angle is defined by reflector curvature and rod-type forming element length.
EFFECT: higher accuracy of approximating reflection surface to second-order surface, for example, parabolic.
9 cl, 10 dwg

Description

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ферменным стержневым трансформируемым конструкциям, и преимущественно может быть использовано в космической технике в качестве развертывающейся стержневой конструкции каркаса крупногабаритного параболического рефлектора космической антенны.The invention relates to the field of engineering, in particular to truss rod transformable structures, and can mainly be used in space technology as a deployable rod structure of the frame of a large-sized parabolic reflector of a space antenna.

В настоящее время развертывающиеся каркасы крупногабаритных рефлекторов космических антенн выполняют с использованием вантовых, зонтичных или ферменных конструкций.Currently deployable frames of large-sized reflectors of space antennas are performed using cable-stayed, umbrella or truss structures.

Среди вантовых конструкций известен развертываемый крупногабаритный космический рефлектор (RU 2214659 С2, 2003), который содержит центральный узел, силовое кольцо, которое выполнено из шарнирно соединенных стержней, образующих механизм пантографа и связанных своими концами с телескопическими стойками, снабженными электроприводами, опорные лепестки, шарнирно соединенные со стойками и с центральным узлом, элементы, задающие профиль рабочей поверхности, в виде подкосов и рычагов, попарно соединенных осью вращения, и сетеполотно, закрепленное на элементах, задающих профиль рабочей поверхности рефлектора.Among the cable-stayed structures, a deployable large-sized space reflector is known (RU 2214659 C2, 2003), which contains a central unit, a power ring, which is made of articulated rods that form a pantograph mechanism and connected at their ends with telescopic racks equipped with electric drives, support lobes, articulated with racks and with a central node, elements defining the profile of the working surface, in the form of struts and levers, pairwise connected by the axis of rotation, and setoplot, fixed on elements defining a working surface profile of the reflector.

Существенным недостатком конструкции этого известного рефлектора является размещение элементов, задающих профиль рабочей поверхности только на радиальных опорных лепестках, что при повышении требований к точности профиля рефлектора потребует увеличения количества радиальных опорных лепестков и приведет, соответственно, к усложнению конструкции и увеличению массы рефлектора, при этом точность задания формы отражающей поверхности снижается к периферии рефлектора.A significant design disadvantage of this known reflector is the placement of elements defining the profile of the working surface only on the radial support lobes, which, if requirements for the accuracy of the profile of the reflector are increased, will require an increase in the number of radial support lobes and, accordingly, will complicate the design and increase the mass of the reflector, while the accuracy specifying the shape of the reflecting surface decreases to the periphery of the reflector.

Кроме того, известны развертываемые крупногабаритные космические рефлекторы (RU 2262784 С1, 2005; RU 2266592 С1, 2005), которые также относятся к вантовым конструкциям и в общей для них части содержат центральный узел, разворачиваемое силовое кольцо, которое выполнено в виде механизма пантографа из шарнирно соединенных стержней и телескопических стоек, снабженных электроприводами, и радиальные опорные элементы, присоединенные к центральному узлу и телескопическим стойкам силового кольца. На радиальных опорных элементах и одном торце силового кольца закреплена поддерживающая сеть. На противоположном торце силового кольца закреплена сеть, профилирующая рабочую поверхность. Противолежащие узловые точки профилирующей сети и поддерживающей сети соединены между собой гибкими параллельными элементами.In addition, deployable large-sized space reflectors are known (RU 2262784 C1, 2005; RU 2266592 C1, 2005), which also belong to cable-stayed structures and in their common part contain a central unit, an expandable power ring, which is made in the form of a hinge-like pantograph mechanism connected rods and telescopic racks equipped with electric drives, and radial support elements attached to the central node and telescopic racks of the power ring. A support network is fixed to the radial support elements and one end of the power ring. A network profiling the working surface is fixed at the opposite end of the power ring. Opposite nodal points of the profiling network and the supporting network are interconnected by flexible parallel elements.

Недостатком этих известных рефлекторов, как и всех вантовых конструкций, включая рассмотренный выше аналог, является размещение основных элементов, в том числе электроприводов, на силовом кольце, являющемся основным элементом жесткости, но, к сожалению, подверженным пространственным деформациям в форме восьмерки.The disadvantage of these known reflectors, as well as all cable-stayed structures, including the analogue discussed above, is the placement of the main elements, including electric drives, on the power ring, which is the main element of stiffness, but, unfortunately, subject to spatial deformations in the form of a figure eight.

Среди зонтичных конструкций известен, например, развертываемый крупногабаритный рефлектор космического аппарата (RU 2350519 С1, 2009), который содержит центральный узел в виде соосно расположенных основания и фланца, а также силовой каркас, механически связанный через формообразующую структуру с сетеполотном. Силовой каркас образован из шарнирно соединенных с основанием прямолинейных спиц, выполненных в виде сетчатых стержневых конструкций с закрепленными на их концах консолями. Со стороны рефлектора, противоположной его раскрыву, установлена прикрепленная к основанию телескопическая мачта, которая снабжена электроприводом и соединена вершиной с гибкими оттяжками, связанными с указанными спицами. Формообразующая структура выполнена в виде равномерно расположенных присоединенных к рабочей поверхности сетеполотна гибких лент, которые проходят в радиальных направлениях от фланца к концам указанных консолей и шнурам, соединяющим концы соседних консолей. К поверхности гибких лент прикреплены различно удаленные от центра кронштейны, содержащие соединенные друг с другом тангенциальными шнурами скобы-узлы формообразующей структуры. Скобы-узлы в осевом направлении соединены стяжными нитями со спицами и консолями, а также со шнурами, натянутыми в виде арки между указанными спицами напротив соответствующих тангенциальных шнуров.Among umbrella structures, for example, a deployable large-sized reflector of a spacecraft is known (RU 2350519 C1, 2009), which contains a central unit in the form of coaxially located bases and flanges, as well as a power frame mechanically connected through a forming structure with a net-canopy. The power skeleton is formed of straight spokes pivotally connected to the base, made in the form of mesh rod structures with consoles fixed at their ends. On the reflector side, opposite to its opening, a telescopic mast attached to the base is installed, which is equipped with an electric drive and connected to the top with flexible braces associated with these spokes. The forming structure is made in the form of flexible tapes evenly spaced to the working surface of the net-sheet, which extend in radial directions from the flange to the ends of the said consoles and cords connecting the ends of adjacent consoles. To the surface of the flexible tapes are attached variously distant from the center brackets containing brackets-nodes of the forming structure connected to each other by tangential cords. The staples-knots in the axial direction are connected by coupling threads with knitting needles and consoles, as well as with cords stretched in the form of an arch between these knitting needles opposite the corresponding tangential cords.

Во-первых, точность задания профиля отражающей поверхности этого известного рефлектора, как и всех рефлекторов на основе зонтичной или вантовой конструкции (в том числе, и всех рассмотренных выше аналогов), снижается от центра к периферии. Указанный недостаток становится еще более критичными по мере возрастания требуемых габаритов рефлекторов в развернутом состоянии. Во-вторых, недостатком указанного известного рефлектора, как и рассмотренных выше аналогов на основе вантовых конструкций, является использование в них электропривода, что усложняет конструкцию, ухудшает массогабаритные характеристики и повышает электропотребление.Firstly, the accuracy of specifying the profile of the reflecting surface of this known reflector, as well as of all reflectors based on an umbrella or cable structure (including all of the analogs discussed above), decreases from the center to the periphery. This drawback becomes even more critical as the required dimensions of the reflectors in the expanded state increase. Secondly, the disadvantage of this known reflector, as well as the above analogs based on cable-stayed structures, is the use of an electric drive in them, which complicates the design, worsens the overall dimensions and increases power consumption.

В отличие от вантовых и зонтичных конструкций, имеющих полярную структуру, ферменные конструкции каркасов антенн образованы базовыми структурными элементами в виде тетраэдров, собранных из стержневых элементов, благодаря чему каркас приобретает необходимую жесткость и прочность в развернутом состоянии и позволяет обеспечить малые габариты в свернутом состоянии. Кроме того, ферменные конструкции обеспечивают одинаковую точность задания профиля отражающей поверхности по всей поверхности рефлектора. При этом развертывание ферменных конструкций может осуществляться не с помощью электроприводов, а за счет сил упругости входящих в их состав пружин.Unlike cable-stayed and umbrella structures having a polar structure, the truss structures of the antenna frames are formed by the basic structural elements in the form of tetrahedra assembled from the rod elements, due to which the frame acquires the necessary rigidity and strength in the expanded state and allows for small dimensions in the rolled state. In addition, trusses provide the same accuracy in defining the profile of the reflecting surface over the entire surface of the reflector. In this case, the deployment of truss structures can be carried out not with the help of electric drives, but due to the elastic forces of the springs included in their composition.

Наиболее близкой по конструкции к настоящему изобретению является трансформируемая конструкция (RU 2087059 С1, 1997), которая относится к ферменным конструкциям и может использоваться в космической технике в качестве развертывающегося каркаса крупногабаритного рефлектора космической антенны. Трансформируемая конструкция, являющаяся ближайшим аналогом, содержит формообразующие стержни, которые состоят из двух частей, соединенных замками в виде шарниров с пружинами в качестве элементов раскладывания, и соединены центральными шарнирными узлами с образованием каркасов двух противолежащих поверхностей (отражающей поверхности и тыльной поверхности), и диагональные стержни, соединяющие центральные шарнирные узлы противолежащих поверхностей с образованием ячеек в форме тетраэдра. Трансформируемая конструкция также снабжена дополнительными стержнями, которые пересекаются с диагональными стержнями, связаны с ними в месте пересечения шарнирными соединениями, образуя плечи, и своими концами соединены дополнительными шарнирными узлами.The closest in design to the present invention is a transformable structure (RU 2087059 C1, 1997), which relates to truss structures and can be used in space technology as a deployable frame of a large-sized reflector of a space antenna. The transformable structure, which is the closest analogue, contains form-forming rods, which consist of two parts, connected by locks in the form of hinges with springs as unfolding elements, and connected by central hinge assemblies with the formation of frames of two opposite surfaces (reflective surface and back surface), and diagonal rods connecting the central hinge nodes of opposite surfaces with the formation of cells in the form of a tetrahedron. The transformable structure is also equipped with additional rods that intersect with diagonal rods, connected to them at the intersection by articulated joints, forming shoulders, and connected at their ends by additional articulated nodes.

При использовании трансформируемой конструкции, являющейся ближайшим аналогом, в качестве развертывающегося каркаса крупногабаритного рефлектора космической антенны на каркасе отражающей поверхности размещено сетеполотно из металлических нитей, которое натянуто на каркас отражающей поверхности и выполняет функцию отражателя радиоизлучения. Сетеполотно прикреплено к каркасу отражающей поверхности, например, с помощью нитей, обвязанных вокруг формообразующих стержней каркаса отражающей поверхности.When using a transformable structure, which is the closest analogue, as a deployable frame of a large-sized reflector of a space antenna, a net of metal threads is placed on the frame of the reflecting surface, which is stretched over the frame of the reflecting surface and acts as a radio reflector. Mesh is attached to the frame of the reflective surface, for example, with the help of threads tied around the forming rods of the frame of the reflective surface.

В результате складывания трансформируемой конструкции каркаса крупногабаритного рефлектора, установленного на космическом аппарате при подготовке его к запуску, пружины замков формообразующих стержней, выполненных в виде шарниров, деформируются, что позволяет использовать их силы упругости для последующего развертывания трансформируемой конструкции на орбите.As a result of folding the transformable frame structure of the large-sized reflector mounted on the spacecraft during preparation for launch, the springs of the locks of the forming rods made in the form of hinges are deformed, which allows their elastic forces to be used for subsequent deployment of the transformable structure in orbit.

Вместе с тем, существенный недостаток трансформируемой конструкции, являющейся ближайшим аналогом, при использовании ее в качестве развертывающегося каркаса крупногабаритного рефлектора космической антенны заключается в том, что на практике при развернутом положении каркаса форма сетеполотна, расположенного на каркасе отражающей поверхности, оказывается отличной от поверхности второго порядка, форму которой в идеальном случае должен иметь отражатель радиоизлучения. Поскольку конструкция замков в виде шарниров, соединяющих две части формообразующих стержней, ближайшего аналога (см.: фиг.2 и 3 чертежей к описанию ближайшего аналога) при развернутом положении каркаса обеспечивает такое положение двух частей каждого формообразующего стержня, при котором их продольные оси совпадают, образуя развернутый угол 180°, отражающее сетеполотно оказывается размещенным на поверхности, которая составлена из плоских треугольников, являющихся гранями тетраэдров, составляющих каркас рефлектора, и существенно отличается от идеальной поверхности второго порядка, показанной на чертеже фиг.3 к описанию ближайшего аналога штрихпунктирной линией.At the same time, a significant drawback of the transformable design, which is the closest analogue, when used as a deployable frame of a large-sized reflector of a space antenna, is that in practice, when the frame is deployed, the shape of the net-sheet located on the frame of the reflecting surface is different from the second-order surface , which ideally should have a radio reflector. Since the design of the locks in the form of hinges connecting the two parts of the forming rods, the closest analogue (see: FIGS. 2 and 3 of the drawings for the description of the closest analogue) when the frame is deployed provides a position of two parts of each forming core in which their longitudinal axes coincide, forming a developed angle of 180 °, the reflecting net-sheet appears to be placed on the surface, which is composed of flat triangles, which are the faces of the tetrahedra that make up the reflector frame, and significantly differ It extends from the ideal second-order surface shown in FIG. 3 to the description of the closest analogue with a dash-dot line.

Поэтому достижимая точность приближения рабочей отражающей поверхности сетеполотна к идеальной поверхности второго порядка, например, к параболоиду, которая является одним из основных требований, предъявляемых к развертываемым антенным рефлекторам, ограничена расстоянием между центрами центральных шарнирных узлов и, следовательно, длиной формообразующих стержней каркаса отражающей поверхности.Therefore, the achievable accuracy of approximation of the working reflective surface is net-mounted to an ideal second-order surface, for example, to a paraboloid, which is one of the main requirements for deployable antenna reflectors, is limited by the distance between the centers of the central hinged nodes and, therefore, the length of the forming rods of the frame of the reflecting surface.

Задачей настоящего изобретения является повышение точности приближения отражающей поверхности рефлектора к поверхности второго порядка.The present invention is to improve the accuracy of approximation of the reflecting surface of the reflector to the surface of the second order.

Поставленная задача решена, согласно настоящему изобретению, тем, что развертывающийся каркас рефлектора, содержащий, в соответствии с ближайшим аналогом, формообразующие стержневые элементы, каждый из которых выполнен из двух частей, соединенных шарниром стержневого элемента и взаимно подпружиненных, шарнирные узлы, соединяющие концы формообразующих стержневых элементов с образованием каркасов двух противолежащих поверхностей, и диагональные стержневые элементы, концы которых шарнирно присоединены к шарнирным узлам каркасов противолежащих поверхностей, отличается от ближайшего аналога тем, что его шарниры стержневого элемента выполнены с возможностью обеспечения при развернутом каркасе расположения двух частей формообразующих стержневых элементов под заданным углом между их осями, меньшим развернутого и определяемым кривизной рефлектора и длиной формообразующего стержневого элемента.The problem is solved, according to the present invention, in that the deployable frame of the reflector, containing, in accordance with the closest analogue, the forming core elements, each of which is made of two parts connected by a hinge of the core element and mutually spring-loaded, hinged nodes connecting the ends of the forming core elements with the formation of frames of two opposite surfaces, and diagonal rod elements, the ends of which are pivotally connected to the hinged nodes of the frames prot volezhaschih surfaces differs from the closest analog of the fact that its hinge shaft element arranged to provide the frame when expanded arrangement of two shaping parts rod members at a predetermined angle between their axes, and a smaller-scale determined by the curvature of the reflector and the length of the shaping rod member.

При этом шарнир стержневого элемента содержит корпус с осями, на которых установлены подпружиненные относительно корпуса части формообразующего стержневого элемента с возможностью поворота, а корпус снабжен двумя опорными поверхностями, каждая из которых выполнена с возможностью взаимодействия при развернутом каркасе с соответствующей частью формообразующего стержневого элемента.In this case, the hinge of the rod element comprises a housing with axes on which the spring-forming parts of the forming core element are mounted rotatably, and the housing is provided with two supporting surfaces, each of which is configured to interact with the deployed frame with the corresponding part of the forming core element.

Части формообразующего стержневого элемента развертывающегося каркаса рефлектора выполнены полыми, каждая часть формообразующего стержневого элемента снабжена размещенными в ее полости пружиной сжатия, установленной с возможностью взаимодействия с ней одним своим концом, и гибкой тягой, прикрепленной одним концом к другому концу пружины, причем другой конец гибкой тяги прикреплен к корпусу в месте, обеспечивающем возможность возникновения плеча силы упругости пружины относительно оси, на которой эта часть формообразующего стержневого элемента установлена.Parts of the forming core element of the deployable reflector frame are hollow, each part of the forming core element is equipped with a compression spring placed in its cavity, installed with the possibility of interaction with one of its ends, and a flexible rod attached at one end to the other end of the spring, the other end of the flexible rod attached to the housing in a place that provides the possibility of the occurrence of a shoulder spring elastic forces relative to the axis on which this part of the forming rod th element is set.

Гибкая тяга расположена внутри пружины.Flexible traction is located inside the spring.

Гибкая тяга выполнена в виде металлического тросика.Flexible traction is made in the form of a metal cable.

Корпус шарнира стержневого элемента снабжен двумя профилированными элементами с выпуклой поверхностью, каждая из которых обращена к соответствующей части стержневого элемента и размещена между осью и этой частью стержневого элемента, причем выступающая из части стержневого элемента часть каждой гибкой тяги размещена на выпуклой поверхности соответствующего профилированного элемента и прикреплена своим концом к корпусу.The hinge body of the rod element is provided with two profiled elements with a convex surface, each of which faces the corresponding part of the rod element and is placed between the axis and this part of the rod element, and the part of each flexible rod protruding from the part of the rod element is placed on the convex surface of the corresponding profiled element and is attached its end to the body.

Каждая часть формообразующего стержневого элемента установлена на оси с помощью вилки, охватывающей корпус шарнира со стороны расположения выпуклой поверхности профилированного элемента и снабженной полым наконечником, вставленным в часть формообразующего стержневого элемента и зафиксированным в ней, один конец пружины установлен с возможностью взаимодействия с торцом наконечника, а опорные поверхности выполнены на противоположных боковых сторонах корпуса с возможностью взаимодействия при развернутом каркасе с соответствующей частью формообразующего стержневого элемента через его вилку и наконечник.Each part of the forming core element is mounted on the axis with a fork covering the hinge body from the location of the convex surface of the profiled element and provided with a hollow tip inserted into the forming core part of the core element and fixed in it, one end of the spring is installed with the possibility of interaction with the end face of the tip, and supporting surfaces are made on opposite sides of the housing with the possibility of interaction with the deployed frame with the corresponding h The shape of the core element through its plug and tip.

Шарнирный узел развертывающегося каркаса рефлектора содержит корпус с вилками, вилки для крепления формообразующих стержневых элементов, установленные на вилках корпуса с возможностью поворота на осях и подпружиненные относительно корпуса, и проушины для крепления диагональных стержневых элементов, охватываемые вилками, расположенными на одной стороне корпуса, и установленные с возможностью поворота на осях.The swivel assembly of the deployable reflector frame includes a housing with forks, forks for fastening the forming core elements mounted on the forks of the housing with the possibility of rotation on the axles and spring-loaded relative to the housing, and eyes for fastening diagonal rod elements covered by forks located on one side of the housing and installed with the possibility of rotation on the axles.

При этом вилки для крепления формообразующих стержневых элементов, установленные на вилках корпуса с возможностью поворота на осях, подпружинены относительно корпуса размещенными на осях пружинами кручения.At the same time, forks for fastening the forming core elements mounted on the forks of the housing with the possibility of rotation on the axes are spring-loaded relative to the housing by torsion springs placed on the axles.

Выполнение шарниров стержневого элемента развертывающегося каркаса рефлектора с возможностью обеспечения при развернутом каркасе расположения двух частей формообразующих стержневых элементов под заданным углом между их осями, меньшим развернутого и определяемым кривизной рефлектора и длиной формообразующего стержневого элемента, позволяет обеспечить при развернутом каркасе рефлектора такое положение шарниров стержневых элементов, при котором не только центры поверхностей шарнирных узлов (как и в ближайшем аналоге), на которых расположено отражающее сетеполотно, но и центры поверхностей шарниров стержневого элемента, на которых также расположено отражающее сетеполотно, располагались на поверхности второго порядка, которую аппроксимирует отражающее сетеполотно рефлектора.Performing the hinges of the core element of the deployable reflector frame with the possibility of ensuring, when the frame is deployed, the arrangement of two parts of the forming core elements at a predetermined angle between their axes, smaller than the deployed and determined by the curvature of the reflector and the length of the forming core element, allows such a position of the hinges of the core elements when the frame of the reflector is deployed, in which not only the centers of the surfaces of the hinge nodes (as in the closest analogue), on which the reflecting net-plate is located, but also the centers of the surfaces of the hinges of the rod element, on which the reflecting net-plate is also located, were located on the second-order surface, which is approximated by the reflecting net-plate reflector.

В результате этого повышается точность приближения отражающей поверхности рефлектора к поверхности второго порядка. По оценкам авторов, например, для параболического рефлектора с диаметром 12 м, фокусным расстоянием 5 м и расстоянием между центрами поверхностей шарнирных узлов, на которых расположено отражающее сетеполотно, равным 80 см, настоящее изобретение позволяет снизить среднее квадратическое отклонение профиля сетеполотна отражающей поверхности от параболической формы до значения, не превышающего 0,67 мм, по сравнению с соответствующим значением, характеризующим ближайший аналог и равным 2,75 мм.As a result of this, the accuracy of approximation of the reflecting surface of the reflector to the second-order surface is increased. According to the authors, for example, for a parabolic reflector with a diameter of 12 m, a focal length of 5 m and a distance between the centers of the surfaces of the hinge assemblies on which the reflecting net-blade is located, equal to 80 cm, the present invention allows to reduce the mean square deviation of the profile of the net-blade of the reflecting surface from the parabolic shape to a value not exceeding 0.67 mm, compared with the corresponding value characterizing the closest analogue and equal to 2.75 mm.

Отмеченное свидетельствует о решении декларированной выше задачи настоящего изобретения благодаря наличию у развертывающегося каркаса рефлектора перечисленных выше отличительных признаков.The aforementioned testifies to the solution of the tasks of the present invention declared above due to the presence of the above distinguishing features in a deployable reflector frame.

Кроме того, снабжение шарнирного узла развертывающегося каркаса рефлектора корпусом с вилками и вилками для крепления формообразующих стержневых элементов, установленными на вилках корпуса с возможностью поворота на осях и подпружиненными относительно корпуса, например, пружинами кручения, обеспечивает развертывание каркаса, являющегося предметом настоящего изобретения под действием не только сил упругости пружин шарниров стержневого элемента, как это предусмотрено в ближайшем аналоге, но и дополнительно под действием сил упругости пружин шарнирных узлов. Поэтому по сравнению с ближайшим аналогом обеспечивается повышение суммарного момента сил упругости, обеспечивающего развертывание развертывающегося каркаса рефлектора.In addition, providing the hinge assembly of the deployable reflector frame with a housing with forks and forks for mounting the forming core elements mounted on the forks of the housing with pivoting axes and spring-loaded relative to the housing, for example, torsion springs, enables the deployment of the frame, which is the subject of the present invention under the influence of only the elastic forces of the springs of the hinges of the rod element, as provided for in the closest analogue, but also additionally under the action of elastic forces springs and hinge assemblies. Therefore, in comparison with the closest analogue, an increase in the total moment of elastic forces is ensured, which ensures the deployment of the deployable skeleton of the reflector.

Более того, выполнение частей формообразующего стержневого элемента развертывающегося каркаса рефлектора полыми и снабжение каждой части формообразующего стержневого элемента размещенными в ее полости пружиной сжатия, установленной с возможностью взаимодействия с ней одним своим концом, и гибкой тягой, прикрепленной одним концом к другому концу пружины, когда другой конец гибкой тяги прикреплен к корпусу в месте, обеспечивающем возможность возникновения плеча силы упругости пружины относительно оси, на которой эта часть формообразующего стержневого элемента установлена, позволяет использовать в конструкции развертывающегося шарнирного соединения пружины сжатия, возможная длина которой, в принципе, ограничена только длиной полого стержневого элемента и которая поэтому дает возможность возникновения при ее деформации силы упругости, имеющей существенное значение. При этом снабжение корпуса шарнира стержневого элемента двумя профилированными элементами с выпуклой поверхностью, каждая из которых обращена к соответствующей части стержневого элемента и размещена между осью и этой частью стержневого элемента, когда выступающая из части стержневого элемента часть каждой гибкой тяги размещена на выпуклой поверхности соответствующего профилированного элемента и прикреплена своим концом к корпусу, обеспечивает увеличение плеча силы упругости пружины относительно оси, что способствует повышению суммарного момента сил упругости, обеспечивающего развертывание развертывающегося каркаса рефлектора.Moreover, the execution of the parts of the forming core element of the deployable reflector frame is hollow and the supply of each part of the forming core element with a compression spring installed in its cavity, installed with the possibility of interaction with one of its ends, and a flexible rod attached at one end to the other end of the spring when the other the end of the flexible rod is attached to the housing in a place that provides the possibility of the occurrence of a shoulder spring elastic forces relative to the axis on which this part of the shape rod guide member is mounted, it allows the use of design unfolding hinge spring compression compounds whose length is possible, in principle, limited only by the length of the hollow shaft member, and which therefore gives the possibility of elastic deformation when forces having significant. In this case, the supply of the hinge of the rod element with two profiled elements with a convex surface, each facing the corresponding part of the rod element and placed between the axis and this part of the rod element, when the part of each flexible rod protruding from the part of the rod element is placed on the convex surface of the corresponding profiled element and attached at its end to the body, provides an increase in the shoulder of the spring elastic force relative to the axis, which contributes to angular momentum of the elastic force, providing the deployment of unfolding the frame of the reflector.

На фиг.1 схематично показан вид развертывающегося каркаса рефлектора в развернутом состоянии со стороны каркаса отражающей поверхности, где 1 - формообразующий стержневой элемент отражающей поверхности, 2 - формообразующий стержневой элемент тыльной поверхности, 3 - диагональный стержневой элемент, 4 - шарнир стержневого элемента и 5 - шарнирный узел.Figure 1 schematically shows a deployable frame of the reflector in the expanded state from the side of the frame of the reflecting surface, where 1 is the forming core element of the reflecting surface, 2 is the forming core element of the back surface, 3 is the diagonal core element, 4 is the hinge of the core element and 5 is swivel assembly.

На фиг.2 показан разрез по А-А фиг.1.Figure 2 shows a section along aa of figure 1.

На фиг.3 приведен разрез, показанный на фиг.2, но в промежуточном положении процесса развертывания развертывающегося каркаса рефлектора.Figure 3 shows a section shown in figure 2, but in an intermediate position of the deployment process of the deployable frame of the reflector.

На фиг.4 показан шарнирный узел 5, соединяющий формообразующие стержневые элементы 1 отражающей поверхности, со стороны расположения проушин для крепления диагональных стержневых элементов 3 при его развернутом положении, где 6 - корпус узла, 7 - вилка корпуса, 8 - вилка формообразующего стержневого элемента, 9 - вилка диагонального стержневого элемента, 10 - проушина, 11 - пружина кручения, 12 - ось вилки, 13 - ось проушины и 14 - отверстие.Figure 4 shows the hinge assembly 5, connecting the forming core elements 1 of the reflective surface, from the side of the eyelets for attaching the diagonal core elements 3 when it is deployed, where 6 is the assembly body, 7 is the housing fork, 8 is the fork of the forming core element, 9 - fork of the diagonal rod element, 10 - eye, 11 - torsion spring, 12 - axis of the fork, 13 - axis of the eye and 14 - hole.

На фиг.5 показан вид сзади фиг.4.Figure 5 shows a rear view of figure 4.

На фиг.6 показан разрез по Б-Б фиг.4, где 15 - вкладыш и 16 - заклепка.In Fig.6 shows a section along BB of Fig.4, where 15 is the liner and 16 is the rivet.

На фиг.7 показан внешний вид шарнира 4 стержневого элемента в случае его использования для соединения частей формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности при его развернутом положении, причем один формообразующий стержневой элемент 1 и часть корпуса показаны в разрезе, а штриховыми линиями показано расположение элементов при свернутом положении развертывающегося каркаса рефлектора, где 17 - корпус шарнира, 18 - вилка шарнира, 19 - ось шарнира, 20 - винт, 21 - гибкая тяга, 22 - пружина сжатия, 23 - паз корпуса, 24 - первая втулка, 25 - вторая втулка, 26 - наконечник, 27 - профилированный элемент и 28 - опорная поверхность.7 shows the appearance of the hinge 4 of the rod element when used to connect parts of the forming core element 1 of the reflective surface when it is deployed, and one forming core element 1 and part of the housing are shown in section, and dashed lines show the location of the elements when folded the position of the expanding reflector frame, where 17 is the hinge body, 18 is the hinge fork, 19 is the hinge axis, 20 is the screw, 21 is the flexible rod, 22 is the compression spring, 23 is the housing groove, 24 is the first sleeve, 25 is the second I bushing 26 - tip, 27 - the profiled element 28 and - supporting surface.

На фиг.8 показан вид А фиг.7 (увеличено).On Fig shows a view of Fig.7 (enlarged).

На фиг.9 показан разрез по В-В фиг.8.Figure 9 shows a section along BB in Fig. 8.

На фиг.10 приведен чертеж, который поясняет выбор заданного значения угла α (см. фиг.7 и 8) между осями формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности и формообразующих стержневых элементов 2 тыльной поверхности при развернутом положении развертывающегося каркаса рефлектора для случая использования его в составе параболического рефлектора.Figure 10 is a drawing that explains the choice of a given value of the angle α (see Figs. 7 and 8) between the axes of the forming core elements 1 of the reflecting surface and the forming core elements 2 of the back surface when the deployed frame of the reflector is deployed for use in the composition parabolic reflector.

Развертывающийся каркас рефлектора содержит (см. фиг.1-3) выполненные, например, из металла или углепластика полые цилиндрические формообразующие стержневые элементы 1 отражающей поверхности и полые цилиндрические формообразующие стержневые элементы 2 тыльной поверхности, каждый из которых выполнен из двух частей, равных по длине и соединенных шарниром 4 стержневого элемента, а также шарнирные узлы 5, соединяющие концы формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности с образованием каркаса отражающей поверхности, и шарнирные узлы 5, соединяющие концы формообразующих стержневых элементов 2 тыльной поверхности с образованием каркаса тыльной поверхности. Развертывающийся каркас рефлектора содержит выполненные, например, из металла или углепластика равные по длине цилиндрические диагональные стержневые элементы 3, концы которых шарнирно присоединены к шарнирным узлам 5, соединяющим формообразующие стержневые элементы 1 отражающей поверхности, и к шарнирным узлам 5, соединяющим формообразующие стержневые элементы 2 тыльной поверхности. В результате такого соединения диагональными стержневыми элементами 3 шарнирных узлов 5 образуются каркасы двух противолежащих поверхностей: отражающей и тыльной.The deployable reflector frame contains (see FIGS. 1-3) hollow cylindrical forming core elements 1 of the reflecting surface and hollow cylindrical forming core elements 2 of the rear surface, made, for example, of metal or carbon fiber, each of which is made of two equal lengths and connected by a hinge 4 of the rod element, as well as hinge assemblies 5 connecting the ends of the forming core elements 1 of the reflective surface with the formation of the skeleton of the reflective surface, and the hinge 5 th nodes, connecting the ends of the forming rod elements 2 to form a rear surface of the back surface of the carcass. The deployable reflector frame comprises, for example, of metal or carbon fiber, cylindrical diagonal rod elements 3 of equal length, the ends of which are pivotally connected to the hinge assemblies 5 connecting the forming core elements 1 of the reflective surface, and to the hinge nodes 5 connecting the forming core elements 2 of the rear surface. As a result of such a connection, the diagonal rod elements 3 of the hinge nodes 5 form the frames of two opposite surfaces: reflective and rear.

Длины частей формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности и формообразующих стержневых элементов 2 тыльной поверхности подобраны таким образом, чтобы при использовании в конструкции развертывающегося каркаса рефлектора формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности и формообразующих стержневых элементов 2 тыльной поверхности, выполненных из материала с модулем продольной упругости (модулем Юнга) 0,6·1011-2,5·1011 Па в форме полого цилиндра с диаметром 10-15 мм и толщиной стенки 0,5-1,2 мм, и при расстоянии между центрами шарнирных узлов 5 (при развернутом каркасе рефлектора) в диапазоне от 50 см до 100 см разность расстояний между центрами шарнирных узлов 5 по поверхности каркасов отражающей и тыльной поверхности рефлектора не превышала 2-3 мм и, следовательно, относительная разность этих расстояний не превышала 0,02-0,06. Здесь выбранный диапазон значений модуля упругости охватывает значения модуля упругости таких основных конструкционных материалов, допустимых к использованию в развертывающихся конструкциях для космической техники, как алюминиевый сплав, имеющий модуль продольной упругости (модуль Юнга) 0,7·1011 Па, углепластик, имеющий модуль продольной упругости (модуль Юнга) 1,4·1011 Па, и сталь, имеющая модуль продольной упругости (модуль Юнга) 2,1·1011 Па. Такой выбор длин частей формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности и формообразующих стержневых элементов 2 тыльной поверхности обеспечивает повышение прочности развертывающегося каркаса рефлектора и гарантированно предотвращает разрушение или пластические деформации формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности и формообразующих стержневых элементов 2 тыльной поверхности при складывании развертывающегося каркаса рефлектора в процессе подготовки космического аппарата к запуску, которые могли бы воспрепятствовать последующему развертыванию каркаса рефлектора после вывода на орбиту.The lengths of the parts of the forming core elements 1 of the reflective surface and the forming core elements 2 of the rear surface are selected so that when using the design of the deployable frame of the reflector, the forming core elements 1 of the reflective surface and the forming core elements 2 of the rear surface made of material with a longitudinal elasticity module (module Young) 0.6 · 10 11 -2.5 · 10 11 Pa in the form of a hollow cylinder with a diameter of 10-15 mm and a wall thickness of 0.5-1.2 mm, and with a distance between the centers of the hinge nodes 5 (when the reflector frame is deployed) in the range from 50 cm to 100 cm, the distance difference between the centers of the hinge nodes 5 on the surface of the frames of the reflecting and rear surfaces of the reflector did not exceed 2-3 mm and, therefore, the relative difference of these distances did not exceed 0 , 02-0.06. Here, the selected range of elastic modulus values covers the elastic modulus of such basic structural materials that can be used in deployable structures for space technology, such as aluminum alloy having a longitudinal elastic modulus (Young's modulus) of 0.7 · 10 11 Pa, carbon fiber having a longitudinal modulus elasticity (Young's modulus) 1.4 · 10 11 Pa, and steel having a modulus of longitudinal elasticity (Young's modulus) 2.1 · 10 11 Pa. Such a choice of the lengths of the parts of the forming core elements 1 of the reflective surface and the forming core elements 2 of the rear surface provides increased strength of the deployable frame of the reflector and guaranteed to prevent destruction or plastic deformation of the forming core elements 1 of the reflective surface and the forming core elements 2 of the rear surface when folding the developing frame of the reflector in the process spacecraft preparation for launch, which are able would prevent the subsequent deployment of the reflector frame after placing in orbit.

Указанные выше соотношения получены авторами настоящего изобретения опытным путем на основании результатов компьютерного моделирования возможных конструкций развертывающегося каркаса рефлектора с использованием программного комплекса конечно-элементного анализа «ANSYS».The above ratios were obtained experimentally by the authors of the present invention based on the results of computer modeling of possible designs of a deployable reflector frame using the ANSYS finite element analysis software package.

Поскольку шарнирные узлы 5, соединяющие формообразующие стержневые элементы 1 отражающей поверхности и соединяющие формообразующие стержневые элементы 2 тыльной поверхности, идентичны по конструкции, далее их устройство рассмотрим на примере шарнирного узла 5, соединяющего формообразующие стержневые элементы 1 отражающей поверхности и показанного на фиг.4-6.Since the hinge assemblies 5 connecting the forming core elements 1 of the reflecting surface and connecting the forming core elements 2 of the rear surface are identical in design, we will further consider their device using the example of the hinge unit 5 connecting the forming core elements 1 of the reflecting surface and shown in Figs. 4-6 .

Шарнирный узел 5 содержит корпус 6 узла в виде диска, выполненный, например, из титана. На периферийных участках корпуса 6 узла выполнены радиально расположенные пазы (не обозначены) с образованием, например, шести вилок 7 корпуса, расположенных радиально и, например, регулярно. Шарнирный узел 5 содержит снабженные цилиндрическими наконечниками вилки 8 формообразующих стержневых элементов, которые установлены в охватывающих их вилках 7 корпуса с возможностью поворота на осях 12 вилок и подпружинены относительно корпуса 6 узла размещенными на осях 12 вилок пружинами 11 кручения. Концы осей 12 вилок, выступающие из вилок 7 корпуса, развальцованы. Для предотвращения поперечного изгиба пружин 11 кручения, диаметры которых существенно превышают диаметры осей 12 вилок, на осях 12 вилок установлены цилиндрические вкладыши 15 из полимерного материала, размещенные внутри пружин 11 кручения. Формообразующие стержневые элементы 1 отражающей поверхности установлены на цилиндрических наконечниках вилок 8 формообразующих стержневых элементов и закреплены с помощью заклепок 16. Аналогичным образом установлены формообразующие стержневые элементы 2 тыльной поверхности, что на фиг.4-6 не показано.The hinge assembly 5 comprises a housing 6 of a disk assembly made, for example, of titanium. On the peripheral sections of the housing 6 of the node made radially spaced grooves (not indicated) with the formation, for example, of six forks 7 of the housing located radially and, for example, regularly. The hinge assembly 5 comprises forks 8 of forming core elements provided with cylindrical tips, which are mounted in the housing forks 7 that are rotatable on the axles 12 of the forks and are spring-loaded relative to the housing 6 of the assembly with torsion springs 11 located on the axes of the forks 12. The ends of the axles of the 12 forks protruding from the forks 7 of the housing are flared. To prevent lateral bending of torsion springs 11, the diameters of which significantly exceed the diameters of the axles of the 12 forks, cylindrical liners 15 of polymer material mounted inside the torsion springs 11 are mounted on the axes of the 12 forks. The forming core elements 1 of the reflective surface are mounted on the cylindrical tips of the forks 8 of the forming core elements and secured with rivets 16. The forming core elements 2 of the rear surface are similarly installed, which is not shown in Figs. 4-6.

На одной стороне корпуса 6 узла выполнены три вилки 9 диагональных стержневых элементов, расположенные, например, радиально и регулярно. Шарнирный узел 5 также содержит снабженные цилиндрическими наконечниками проушины 10, охватываемые вилками 9 диагональных стержневых элементов и установленные в них с возможностью поворота на осях 13 проушин. Концы осей 13 проушин, выступающие из вилок 9 диагональных стержневых элементов, развальцованы. В центре корпуса 6 узла выполнено отверстие 14, которое используется для крепления сетеполотна, образующего отражающую поверхность рефлектора. Диагональные стержневые элементы 3 установлены на цилиндрических наконечниках проушин 10 и закреплены с помощью заклепок 16.Three forks of 9 diagonal rod elements, for example, arranged radially and regularly, are made on one side of the housing 6 of the assembly. The hinge assembly 5 also includes lugs 10 provided with cylindrical tips, covered by forks 9 of the diagonal rod elements and mounted therein with the possibility of rotation on the axes 13 of the lugs. The ends of the axes 13 of the eyes, protruding from the forks of 9 diagonal rod elements, are flared. In the center of the housing 6 of the node, a hole 14 is made, which is used to fasten the net-sheet forming the reflective surface of the reflector. The diagonal rod elements 3 are mounted on the cylindrical tips of the eyes 10 and secured with rivets 16.

При наилучшем осуществлении настоящего изобретения вилки 7 корпуса с установленными на них вилками 8 формообразующих стержневых элементов и вилки 9 диагональных стержневых элементов с охватываемыми ими проушинами 10 размещены на корпусе 6 узла в положении, обеспечивающем при развернутом положении каркаса рефлектора пересечение осей прикрепленных формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности (формообразующих стержневых элементов 2 тыльной поверхности) и диагональных стержневых элементов 3 в одной точке, как это видно на фиг.6. Такое техническое решение препятствует возникновению в формообразующих стержневых элементах 1 отражающей поверхности, в формообразующих стержневых элементах 2 тыльной поверхности и в диагональных стержневых элементах 3 развернутого каркаса напряжений изгиба, что повышает его жесткость.In the best practice of the present invention, forks 7 of the housing with forks 8 of forming core elements mounted on them and forks of 9 diagonal core elements with eyelets 10 covered by them are placed on the housing 6 of the assembly in a position that ensures, when the reflector frame is deployed, the intersection of the axes of the attached forming core elements 1 of the reflective surface (forming core elements 2 of the back surface) and diagonal core elements 3 at one point, as seen on Fig.6. This technical solution prevents the occurrence of a reflective surface in the forming core elements 1, the back surface in the forming core elements 2 and in the diagonal core elements 3 of the expanded frame of bending stresses, which increases its rigidity.

Поскольку шарниры 4 стержневого элемента, соединяющие части формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности и соединяющие части формообразующих стержневых элементов 2 тыльной поверхности, идентичны по конструкции, далее их устройство рассмотрим на примере шарнира 4 стержневого элемента, соединяющего части формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности и показанного на фиг.7-9.Since the hinges 4 of the core element connecting the parts of the forming core elements 1 of the reflecting surface and the connecting parts of the forming core elements 2 of the rear surface are identical in design, then we will consider their device using the example of the hinge 4 of the core element connecting the parts of the forming core elements 1 of the reflecting surface and shown on 7-9.

Шарнир 4 стержневого элемента содержит металлические корпус 17 шарнира и две вилки 18 шарнира с полыми цилиндрическими наконечниками 26. Вилки 18 шарнира охватывают корпус 17 шарнира и установлены на осях 19 шарнира с возможностью поворота относительно корпуса 17 шарнира. Концы осей 19 шарнира, выступающие из вилок 18 шарнира, развальцованы. Части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности установлены на цилиндрических наконечниках 26 вилок 18 шарнира и закреплены с помощью заклепок 16.The hinge 4 of the core element comprises a metal hinge body 17 and two hinge forks 18 with hollow cylindrical tips 26. The hinge forks 18 cover the hinge body 17 and are mounted on the hinge axes 19 to rotate relative to the hinge body 17. The ends of the hinge axes 19 protruding from the forks 18 of the hinge are flared. Parts of the forming core element 1 of the reflective surface are mounted on the cylindrical tips 26 of the forks 18 of the hinge and secured with rivets 16.

Внутри каждой части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) установлена пружина 22 сжатия, которая упирается одним концом через вторую втулку 25, в которой выполнено отверстие, в торец цилиндрического наконечника 26 вилки 18 шарнира. Шарнир 4 стержневого элемента также содержит две гибкие тяги 21, которые выполнены, например, в виде металлических тросиков. Каждая гибкая тяга 21 расположена внутри соответствующей части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) и пружины 22 сжатия, протянута через отверстия первой и второй втулок 24 и 25, а также через полость и отверстие цилиндрического наконечника 26 вилки 18 шарнира и взаимодействует с другим концом пружины 22 сжатия через первую втулку 24. Для этого один конец (левый на разрезе фиг.7) каждой гибкой тяги 21 продольно зафиксирован относительно первой втулки 24, например, с помощью узла.Inside each part of the forming core element 1 of the reflective surface (the forming core element 2 of the rear surface), a compression spring 22 is installed, which abuts against one end through the second sleeve 25, in which the hole is made, into the end face of the cylindrical tip 26 of the hinge fork 18. The hinge 4 of the rod element also contains two flexible rods 21, which are made, for example, in the form of metal cables. Each flexible rod 21 is located inside the corresponding part of the forming core element 1 of the reflective surface (forming core element 2 of the rear surface) and the compression spring 22, stretched through the holes of the first and second bushings 24 and 25, and also through the cavity and hole of the cylindrical tip 26 of the hinge fork 18 and interacts with the other end of the compression spring 22 through the first sleeve 24. For this, one end (left in the section of FIG. 7) of each flexible rod 21 is longitudinally fixed relative to the first sleeve 24, for example p, using the node.

Корпус 17 шарнира снабжен двумя профилированными элементами 27 с выпуклой поверхностью, обращенной к формообразующему стержневому элементу 1 отражающей поверхности (формообразующему стержневому элементу 2 тыльной поверхности) и размещенной между осью 19 шарнира и формообразующим стержневым элементом 1 отражающей поверхности (формообразующим стержневым элементом 2 тыльной поверхности). В результате этого каждая вилка 18 шарнира, на наконечнике 26 которой установлена часть формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности), охватывает корпус 17 шарнира со стороны расположения выпуклой поверхности соответствующего профилированного элемента 27. Профилированные элементы 27 получены путем выполнения в корпусе 17 шарнира вертикального (по расположению на фиг.7 и 8) паза 23 корпуса.The hinge body 17 is provided with two profiled elements 27 with a convex surface facing the forming core element 1 of the reflective surface (forming core element 2 of the rear surface) and located between the axis 19 of the hinge and the forming core element 1 of the reflecting surface (forming core element 2 of the rear surface). As a result of this, each hinge fork 18, on the tip 26 of which a part of the forming core element 1 of the reflecting surface (the forming core element 2 of the rear surface) is mounted, covers the hinge body 17 from the location of the convex surface of the corresponding profiled element 27. The profiled elements 27 are obtained by the housing 17 of the hinge of the vertical (as shown in Figs. 7 and 8) groove 23 of the housing.

Выступающие из частей формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) части каждой гибкой тяги 21 размещены на выпуклой поверхности соответствующего профилированного элемента 27 и прикреплены своим концом к корпусу 17 шарнира с помощью винтов 20 так, чтобы длина каждой гибкой тяги 21 между точками ее крепления обеспечивала величину деформации Δхразв каждой пружины 22 сжатия при развернутом каркасе рефлектора, равную (1,0-1,2)Мразв/(CRразв), где Мразв - заданный момент силы упругости пружины 22 сжатия относительно оси поворота частей формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) при развернутом каркасе рефлектора; С - жесткость пружины 22 сжатия; Rразв - расстояние (см. фиг.8) от оси поворота части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) до точки касания гибкой тягой 21 выпуклой поверхности профилированного элемента 27 при развернутом каркасе рефлектора. В результате этого при развернутом каркасе рефлектора обеспечиваются приложенные относительно осей поворота каждой части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) моменты сил упругости пружин 22 сжатия, величины которых не меньше заданного значения момента Мразв и которые препятствуют повороту частей формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) в этом состоянии.The parts of each flexible rod 21 protruding from the parts of the forming core element 1 of the reflective surface (forming core element 2 of the rear surface) 21 are placed on the convex surface of the corresponding profiled element 27 and are attached with their end to the hinge body 17 with screws 20 so that the length of each flexible rod 21 between its fastening points provided isolator deformation amount Δh of each compression spring 22 when unfolded reflector frame equal to (1.0-1.2) M isolator / (CR isolator) wherein M isolator - predetermined moments elasticity of the spring 22 relative to the axis of rotation compression mold parts rod member 1 of the reflecting surface (mold shaft element 2 back surface) of the expanded frame when the reflector; C is the stiffness of the compression spring 22; R ra - the distance (see Fig. 8) from the axis of rotation of a part of the forming core element 1 of the reflecting surface (forming core element 2 of the rear surface) to the point of contact by the flexible rod 21 of the convex surface of the profiled element 27 with the reflector frame deployed. As a result of this, when the reflector frame is deployed, the reflective surfaces applied relative to the rotation axes of each part of the forming core element 1 of the reflecting surface (forming core element 2 of the back surface) are provided with elastic moments of compression springs 22, the magnitude of which is not less than the specified value of the moment M U and which prevent rotation of the forming parts the core element 1 of the reflective surface (forming core element 2 of the back surface) in this state.

Выпуклая поверхность каждого профилированного элемента 27 выбрана обеспечивающей длину размещенного на ней при свернутом каркасе рефлектора участка гибкой тяги 21 между точками касания гибкой тягой 21 выпуклой поверхности при развернутом и свернутом каркасе рефлектора, равную (1,0-1,2)Mсверн/(CRсверн)-Δxразв, где Mсверн - заданный момент силы упругости пружины 22 сжатия относительно оси поворота части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) при свернутом каркасе рефлектора; Rсверн - расстояние (см. фиг.8) от оси поворота части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) до точки касания гибкой тягой 21 выпуклой поверхности при свернутом каркасе рефлектора. Такой выбор выпуклой поверхности каждого профилированного элемента 27 обеспечивает при свернутом каркасе рефлектора возникновение приложенных относительно осей поворота каждой части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) моментов сил упругости пружин 22 сжатия, величины которых не меньше заданного значения момента Mсверн и которые обеспечивают поворот частей формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) относительно осей 19 шарнира при начале развертывания каркаса рефлектора.The convex surface of each profiled element 27 is selected to ensure the length of the portion of the flexible rod 21 located on it with the rolled reflector frame between the touch points of the convex surface with the flexible rod 21 when the reflector frame is deployed and rolled, equal to (1.0-1.2) M fold / (CR Swern) -Δx isolator where M Swern - predetermined torque elasticity of compression spring 22 relative to the axis of rotation of the shaping rod element part 1 of the reflecting surface (mold shaft element 2 back surface) when folded to reflector arcade; R convolution - the distance (see Fig. 8) from the axis of rotation of a part of the forming core element 1 of the reflecting surface (forming core element 2 of the back surface) to the point of contact by the flexible rod 21 of the convex surface with the reflector frame folded. Such a choice of the convex surface of each profiled element 27 ensures that when the reflector frame is rolled up, the moments of elasticity of compression springs 22, applied with respect to the rotation axes of each part of the forming core element 1 of the reflecting surface (forming core element 2 of the back surface), whose magnitudes are not less than the specified value of M moment and which provide rotation of the parts of the forming core element 1 of the reflective surface (forming core Vågå back surface member 2) relative to hinge axis 19 at the start of deployment of the reflector frame.

Так, например, в частном случае выполнения выпуклых поверхностей профилированных элементов 27 в форме части цилиндрической поверхности, ось которой совпадает с осью поворота части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) относительно соответствующей оси 19 шарнира, расстояния Rразв и Rсверн оказываются равными радиусу R этой цилиндрической поверхности, значение которого выбирают в соответствии с неравенством ((Mсверн-1,2Mразв)/(Cφ))1/2≤R≤((1,2Mсверн-Мразв)/(Cφ))1/2, где φ - угол поворота части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) при развертывании каркаса рефлектора, незначительно меньший значения π/2 (см. ниже), как показано на фиг.7 и 8.So, for example, in the particular case of making convex surfaces of profiled elements 27 in the form of a part of a cylindrical surface, the axis of which coincides with the axis of rotation of a part of the forming core element 1 of the reflecting surface (forming core element 2 of the back surface) relative to the corresponding axis 19 of the hinge, the distance R raz and Swern R are equal to the radius R of the cylindrical surface, whose value is selected according to inequality ((M Swern -1,2M isolator) / (Cφ)) 1/2 ≤R≤ ((1,2M Swern isolator -M ) / (Cφ)) 1/2 , where φ is the angle of rotation of a part of the forming core element 1 of the reflecting surface (forming core element 2 of the back surface) when the reflector frame is deployed, slightly less than π / 2 (see below), as shown in 7 and 8.

В отличие от ближайшего аналога конструкцией заявляемого развертывающегося каркаса рефлектора предусмотрено, чтобы в развернутом его состоянии угол α (см. фиг.7 и 8) между осями частей формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) был равен не 180°, а имел несколько меньшее значение. Значение этого угла α выбирают таким, которое обеспечивает расположение центра нижней грани (по расположению на фиг.7 и 8) корпуса 17 шарнира на поверхности второго порядка, форму которой необходимо воспроизвести сетеполотном с минимально возможной погрешностью.Unlike the closest analogue, the design of the inventive deployable reflector frame provides that, in its expanded state, the angle α (see Figs. 7 and 8) between the axes of the parts of the forming core element 1 of the reflective surface (forming core element 2 of the rear surface) is not 180 ° , but had a slightly lesser meaning. The value of this angle α is chosen so as to ensure the location of the center of the lower face (as shown in Figs. 7 and 8) of the hinge body 17 on a second-order surface, the shape of which must be reproduced in a net-hollow with the smallest possible error.

Для этого корпус 17 шарнира заявляемого развертывающегося каркаса рефлектора снабжен расположенными на противоположных боковых сторонах корпуса 17 шарнира двумя опорными поверхностями 28, каждая из которых выполнена с возможностью взаимодействия при развернутом каркасе рефлектора с соответствующей частью формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) через ее вилку 18 шарнира и наконечник 26.To this end, the hinge body 17 of the inventive deployable reflector frame is provided with two supporting surfaces 28 located on opposite sides of the hinge body 17, each of which is capable of interacting with the reflector frame deployed with the corresponding part of the reflective surface forming core element 1 (rear surface forming core element 2) ) through its fork 18 hinge and tip 26.

Выбор значения угла α для случая использования заявляемого развертывающегося каркаса рефлектора в качестве каркаса параболического рефлектора поясняется фиг.10, на которой в системе координат XOY показана парабола, являющаяся сечением параболоида плоскостью его симметрии, и части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности, находящиеся в этой плоскости. Точкой О обозначен центр нижней грани (по расположению на фиг.7 и 8) корпуса 17 шарнира, а точками C1 и С2 - центры двух ближайших шарнирных узлов 5, которые соединены данным формообразующим стержневым элементом 1 отражающей поверхности.The choice of the value of the angle α for the case of using the inventive deployable scaffold of the reflector as the skeleton of a parabolic reflector is illustrated in Fig. 10, which shows a parabola in the XOY coordinate system, which is a section of the paraboloid by its plane of symmetry, and parts of the forming core element 1 of the reflecting surface located in this plane . Point O denotes the center of the lower face (as shown in Figs. 7 and 8) of the hinge body 17, and the points C 1 and C 2 indicate the centers of the two nearest hinge assemblies 5, which are connected by this forming core element 1 of the reflecting surface.

Из аналитической геометрии известно, что уравнение параболы имеет вид: y2=4fx, где f - фокусное расстояние, откуда следует, что х=y2/(4f). Поэтому из верхнего прямоугольного треугольника (см. фиг.10) следует, что угол α/2=arctg(y/x)=arctg(4f/y). Поскольку угол α близок к 180°, на практике с относительной погрешностью не более 0,05% можно принять, что y≈C1O. Производя замену, можно получить, что угол α=2arctg(4f/C1O).From analytical geometry it is known that the parabola equation has the form: y 2 = 4fx, where f is the focal length, which implies that x = y 2 / (4f). Therefore, it follows from the upper right-angled triangle (see FIG. 10) that the angle α / 2 = arctan (y / x) = arctan (4f / y). Since the angle α is close to 180 °, in practice, with a relative error of not more than 0.05%, we can assume that y≈C 1 O. By replacing it, we can obtain that the angle α = 2arctg (4f / C 1 O).

Естественно, что по мере удаления от центра каркаса рефлектора из-за уменьшения кривизны параболоида угол α будет увеличиваться. Однако для реальных конструкций крупногабаритных рефлекторов изменения угла α будут незначительными. Так, для параболического рефлектора с диаметром 12 м и фокусным расстоянием 5 м увеличение угла α на периферии рефлектора по сравнению с центром составляет всего 0,36%.Naturally, as the distance from the center of the skeleton of the reflector decreases due to a decrease in the curvature of the paraboloid, the angle α will increase. However, for real designs of large-sized reflectors, changes in the angle α will be insignificant. So, for a parabolic reflector with a diameter of 12 m and a focal length of 5 m, the increase in the angle α at the periphery of the reflector compared to the center is only 0.36%.

Например, у шарниров 4 стержневого элемента, использованных в конструкции созданного авторами согласно настоящему изобретению опытного образца каркаса параболического рефлектора с диаметром 12 м, фокусным расстоянием 5 м и расстояниями между центрами шарнирных узлов 5 (при развернутом каркасе рефлектора), равными около 80 см, значение угла α было выбрано от значения 177°45' для шарниров 4 стержневого элемента, установленных в центре каркаса рефлектора, до значения 178°31' для шарниров 4 стержневого элемента, установленных на его периферии. В результате этого было обеспечено среднее квадратическое отклонение профиля сетеполотна отражающей поверхности от параболической формы, не превышающее 0,67 мм.For example, for hinges 4 of the rod element used in the construction of a prototype parabolic reflector frame with a diameter of 12 m, a focal length of 5 m and distances between the centers of the hinge assemblies 5 (with the reflector frame extended) equal to about 80 cm, created by the authors of the present invention, the value angle α was selected from a value of 177 ° 45 'for the hinges 4 of the rod element mounted in the center of the reflector frame to a value of 178 ° 31' for the hinges 4 of the rod element mounted on its periphery. As a result of this, the mean square deviation of the profile of the net-sheet of the reflecting surface from the parabolic shape was provided, not exceeding 0.67 mm.

На практике в зависимости от требований к точности воспроизведения параболической поверхности сетеполотном отражающей поверхности, предъявляемых к развертывающимся рефлекторам, угол α выбирают в пределах от 1,8arctg(4f/L) до 2,2arctg(4f/L), где L - расстояние между центром нижней грани корпуса 17 шарнира и центром отверстия 14 шарнирного узла 5, к которому прикреплен конец части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности).In practice, depending on the accuracy requirements for reproducing a parabolic surface with a net-reflecting surface imposed on deployable reflectors, the angle α is chosen from 1.8arctg (4f / L) to 2.2arctg (4f / L), where L is the distance between the center the lower edge of the hinge body 17 and the center of the hole 14 of the hinge assembly 5, to which the end of the part of the forming core element 1 of the reflective surface (forming core element 2 of the rear surface) is attached.

При сборке шарнира 4 стержневого элемента пружину 22 сжатия с пропущенной через нее гибкой тягой 21 и с надетыми на гибкую тягу 21 первой и второй втулками 24 и 25 вставляют внутрь части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности), пропускают гибкую тягу 21 через отверстие полости цилиндрического наконечника 26 вилки 18 шарнира, вставляют цилиндрический наконечник 26 вилки 18 шарнира в часть формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) и фиксируют с помощью заклепок 16. Затем устанавливают вилку 18 шарнира на оси 19 шарнира корпуса 17 шарнира при положении части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности), в котором вилка 18 шарнира упирается в опорную поверхность 28 корпуса 17 шарнира, и прикрепляют гибкую тягу 21 к корпусу 17 шарнира с помощью винта 20 так, чтобы пружина 22 сжатия была сжата с обеспечением ее деформации, равной Δxразв, чем в дальнейшем обеспечивается фиксация части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) в этом его положении относительно корпуса 17 шарнира приложенным относительно оси поворота части формообразующего стержневого элемента 1 отражающей поверхности (формообразующего стержневого элемента 2 тыльной поверхности) моментом силы упругости пружины 22 сжатия, величина которого не меньше заданного значения момента Мразв.When assembling the hinge 4 of the rod element, the compression spring 22 with the flexible rod 21 passed through it and the first and second bushings 24 and 25 put on the flexible rod 21 are inserted into the parts of the forming core element 1 of the reflecting surface (forming forming core element 2 of the back surface), the flexible rod 21 through the hole in the cavity of the cylindrical tip 26 of the hinge fork 18, insert the cylindrical tip 26 of the hinge fork 18 into a portion of the forming core element 1 of the reflective surface ( core element 2 of the rear surface) and fixed with rivets 16. Then, the hinge fork 18 is mounted on the hinge axis 19 of the hinge body 17 at a position of a part of the forming core element 1 of the reflective surface (forming core core element 2 of the rear surface), in which the hinge fork 18 abuts a support surface 28 of the hinge housing 17 and flexible rod 21 attached to the housing 17 via a hinge screw 20 so that the compression spring 22 was compressed, providing it with the deformation of the isolator Δx than hereinafter the part of the forming core element 1 of the reflecting surface (forming core element 2 of the rear surface) is secured in this position relative to the hinge body 17 applied relative to the axis of rotation of the part of the forming core element 1 of the reflecting surface (forming core element 2 of the rear surface) by the moment of elasticity of the compression spring 22 whose value is not less than the specified value of the moment M decom .

Отражатель радиоизлучения в виде сетеполотна из металлических нитей натягивают на каркас отражающей поверхности при развернутом положении развертывающегося каркаса рефлектора и прикрепляют к нему, например, с помощью нитей, обвязанных вокруг формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности.The radio reflector in the form of a net cloth of metal threads is pulled onto the frame of the reflective surface when the deployable frame of the reflector is deployed and attached to it, for example, using threads tied around the forming core elements 1 of the reflective surface.

Развертывающийся каркас рефлектора с натянутым на него сетеполотном устанавливается на космический аппарат и выводится вместе с ним на орбиту в свернутом положении, в котором формообразующие стержневые элементы 1 отражающей поверхности и формообразующие стержневые элементы 2 тыльной поверхности сложены пополам в шарнирах 4 стержневых элементов за счет поворота их частей относительно осей 19 шарниров до вертикального положения (по расположению на фиг.8), показанного штриховыми линиями. В результате такого поворота частей формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности и частей формообразующих стержневых элементов 2 тыльной поверхности выступающие из них части гибких тяг 21, размещенные на выпуклых поверхностях профилированных элементов 27 и прикрепленные одними своими концами к корпусу 17 шарнира винтами 20, взаимодействуют с этими выпуклыми поверхностями. Другими своими концами гибкие тяги 21 через первые втулки 24 взаимодействуют с пружинами 22 сжатия и еще более их сжимают.A deployable reflector frame with a net-cannon pulled over it is mounted on the spacecraft and is put into orbit with it in a collapsed position, in which the forming core elements 1 of the reflecting surface and the forming core elements 2 of the rear surface are folded in half in the hinges of 4 core elements due to the rotation of their parts relative to the hinge axes 19 to a vertical position (as shown in FIG. 8), shown by dashed lines. As a result of this rotation of the parts of the forming core elements 1 of the reflective surface and the parts of the forming core elements 2 of the rear surface, the protruding parts of the flexible rods 21 located on the convex surfaces of the profiled elements 27 and fastened with their own ends to the hinge body 17 by screws 20 interact with these convex surfaces. At their other ends, the flexible rods 21 through the first bushings 24 interact with the compression springs 22 and compress them even more.

В этом свернутом положении развертывающего каркаса рефлектора вилки 8 формообразующего стержневого элемента вместе с прикрепленными к ним частями формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности и частями формообразующих стержневых элементов 2 тыльной поверхности, а также проушины 10 с прикрепленными к ним диагональными стержневыми элементами 3 повернуты относительно корпусов 6 шарнирных узлов 5 на осях 12 вилок и осях 13 проушин соответственно до положения, близкого к перпендикулярному по отношению к поверхностям корпусов 6 шарнирных узлов 5, то есть занимают практически вертикальное положение на чертеже фиг.6. В результате такого поворота вилок 8 формообразующих стержневых элементов относительно корпусов 6 шарнирных узлов 5 на осях 12 вилок пружины 11 кручения деформируются.In this collapsed position of the deployment frame of the fork reflector 8 of the forming core element together with the parts of the forming core elements 1 of the reflecting surface attached to them and the parts of the forming core elements 2 of the rear surface, as well as the eyes 10 with the diagonal core elements 3 attached to them, are rotated relative to the hinge bodies 6 nodes 5 on the axes 12 of the forks and the axes 13 of the eyes, respectively, to a position close to perpendicular to the surfaces of the housings 6 hinge nodes 5, that is, occupy an almost vertical position in the drawing of Fig.6. As a result of this rotation of the forks 8 of the forming core elements relative to the housings 6 of the hinge assemblies 5, the torsion springs 11 are deformed on the axes 12 of the forks.

После вывода космического аппарата на орбиту, когда фиксирующие элементы освобождают свернутый развертывающийся каркас рефлектора, в результате действия сил упругости пружин 22 сжатия вдоль гибких тяг 21 и наличия плеч этих сил относительно осей 19 шарниров, равных Rсверн (см. фиг.8), возникают моменты сил упругости пружин 22 сжатия, которыми вилки 18 шарниров с частями формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности и частями формообразующих стержневых элементов 2 тыльной поверхности поворачиваются относительно корпусов 17 шарниров 4 стержневых элементов на осях 19 шарниров в развернутое положение (почти горизонтальное по расположению на фиг.8) до упора вилок 18 шарниров в опорные поверхности 28 корпусов 17 шарниров.After the spacecraft is put into orbit, when the fixing elements release the rolled-up deployable reflector frame, the elastic forces of compression springs 22 along the flexible rods 21 and the presence of the shoulders of these forces relative to the hinge axes 19 equal to R convolutions (see Fig. 8) arise the moments of elasticity of the compression springs 22 by which the forks 18 of the hinges with the parts of the forming core elements 1 of the reflective surface and the parts of the forming core elements 2 of the rear surface are rotated relative to the bodies 17 ball nirov 4 core elements on the axes 19 of the hinges in the deployed position (almost horizontal in the arrangement of Fig. 8) until the forks 18 of the hinges stop in the supporting surfaces 28 of the hinge bodies 17.

Одновременно под действием сил упругости пружин 11 кручения вилки 8 формообразующих стержневых элементов вместе с частями формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности и частями формообразующих стержневых элементов 2 тыльной поверхности поворачиваются в шарнирных узлах 5 относительно корпусов 6 узлов на осях 12 вилок в развернутое положение, показанное на фиг.4-6, до упора в выступы (не показаны), выполненные на корпусах 6 узлов.At the same time, under the action of the elastic forces of the torsion springs 11 of the fork 8 of the forming core elements together with the parts of the forming core elements 1 of the reflecting surface and the parts of the forming core elements 2 of the rear surface, they rotate in hinged units 5 relative to the bodies 6 of the nodes on the axes 12 of the forks in the expanded position shown in FIG. .4-6, all the way into the protrusions (not shown), made on the buildings 6 nodes.

В результате взаимодействия частей формообразующих стержневых элементов 1 отражающей поверхности и частей формообразующих стержневых элементов 2 тыльной поверхности через шарнирные узлы 5 и диагональные стержневые элементы 3 с проушинами 10 последние вместе с диагональными стержневыми элементами 3 также занимают развернутое положение, показанное на фиг.2, 4 и 6.As a result of the interaction of the parts of the forming core elements 1 of the reflective surface and the parts of the forming core elements 2 of the back surface through the hinge assemblies 5 and the diagonal core elements 3 with the eyes 10, the latter together with the diagonal core elements 3 also occupy the unfolded position shown in FIGS. 2, 4 and 6.

В итоге развертывающийся каркас рефлектора в целом переходит в развернутое положение, показанное на фиг.1 и 2, причем силы упругости пружин 11 кручения шарнирных узлов 5 и силы упругости пружин 22 сжатия шарниров 4 стержневых элементов, находящихся при развернутом положении развертывающегося каркаса рефлектора в деформированном состоянии, обеспечивают жесткость развертывающегося каркаса рефлектора.As a result, the deployable frame of the reflector as a whole goes into the deployed position shown in Figs. 1 and 2, whereby the elastic forces of the torsion springs 11 of the hinge assemblies 5 and the elastic forces of the compression springs 22 of the hinges 4 of the rod elements that are in the deformed state when the deployable frame of the reflector is deployed , provide rigidity of the developing framework of a reflector.

Таким образом, настоящее изобретение обеспечивает повышение точности приближения отражающей поверхности рефлектора к поверхности второго порядка.Thus, the present invention provides improved accuracy of approximation of the reflecting surface of the reflector to the surface of the second order.

Claims (9)

1. Развертывающийся каркас рефлектора, содержащий формообразующие стержневые элементы, каждый из которых выполнен из двух частей, соединенных шарниром стержневого элемента и взаимно подпружиненных, шарнирные узлы, соединяющие концы формообразующих стержневых элементов с образованием каркасов двух противолежащих поверхностей, и диагональные стержневые элементы, концы которых шарнирно присоединены к шарнирным узлам каркасов противолежащих поверхностей, отличающийся тем, что указанные шарниры стержневых элементов выполнены с возможностью обеспечения при развернутом каркасе расположения двух частей формообразующих стержневых элементов под заданным углом между их осями, меньшим развернутого и определяемым кривизной рефлектора и длиной формообразующего стержневого элемента.1. The expandable frame of the reflector containing the forming core elements, each of which is made of two parts connected by a hinge of the core element and mutually spring-loaded, hinge nodes connecting the ends of the forming core elements with the formation of frames of two opposing surfaces, and diagonal core elements, the ends of which are pivotally attached to the hinged nodes of the frames of opposite surfaces, characterized in that the hinges of the core elements are made with the possible awn ensure when unfolded frame arrangement of two shaping parts rod members at a predetermined angle between their axes, and a smaller-scale determined by the curvature of the reflector and the length of the shaping rod member. 2. Каркас по п.1, отличающийся тем, что шарнир стержневого элемента содержит корпус с осями, на которых установлены подпружиненные относительно корпуса части формообразующего стержневого элемента с возможностью поворота, а корпус снабжен двумя опорными поверхностями, каждая из которых выполнена с возможностью взаимодействия при развернутом каркасе с соответствующей частью формообразующего стержневого элемента.2. The frame according to claim 1, characterized in that the hinge of the rod element contains a housing with axes on which are mounted spring-loaded relative to the housing parts of the forming core element with the possibility of rotation, and the housing is equipped with two supporting surfaces, each of which is made with the possibility of interaction when deployed frame with the corresponding part of the forming core element. 3. Каркас по п.1 или 2, отличающийся тем, что части формообразующего стержневого элемента выполнены полыми, каждая часть формообразующего стержневого элемента снабжена размещенными в ее полости пружиной сжатия, установленной с возможностью взаимодействия с этой частью одним своим концом, и гибкой тягой, прикрепленной одним концом к другому концу пружины, причем другой конец гибкой тяги прикреплен к корпусу в месте, обеспечивающем возможность возникновения плеча силы упругости пружины относительно оси, на которой эта часть формообразующего стержневого элемента установлена.3. The frame according to claim 1 or 2, characterized in that the parts of the forming core element are hollow, each part of the forming core element is equipped with a compression spring installed in its cavity, installed with the possibility of interaction with this part at one end, and a flexible rod attached one end to the other end of the spring, the other end of the flexible rod attached to the housing in a place that provides the possibility of the emergence of the shoulder of the spring force of the spring relative to the axis on which this part is forming th rod element is installed. 4. Каркас по п.3, отличающийся тем, что гибкая тяга расположена внутри пружины.4. The frame according to claim 3, characterized in that the flexible rod is located inside the spring. 5. Каркас по п.3, отличающийся тем, что гибкая тяга выполнена в виде металлического тросика.5. The frame according to claim 3, characterized in that the flexible rod is made in the form of a metal cable. 6. Каркас по п.3, отличающийся тем, что корпус шарнира стержневого элемента снабжен двумя профилированными элементами с выпуклыми поверхностями, каждая из которых обращена к соответствующей части стержневого элемента и размещена между осью и этой частью стержневого элемента, причем выступающая из части стержневого элемента часть каждой гибкой тяги размещена на выпуклой поверхности соответствующего профилированного элемента и прикреплена своим концом к корпусу.6. The frame according to claim 3, characterized in that the hinge body of the rod element is provided with two profiled elements with convex surfaces, each of which faces the corresponding part of the rod element and is placed between the axis and this part of the rod element, the part protruding from the part of the rod element each flexible rod is placed on the convex surface of the corresponding profiled element and attached with its end to the body. 7. Каркас по п.6, отличающийся тем, что каждая часть формообразующего стержневого элемента установлена на оси с помощью вилки, охватывающей корпус шарнира со стороны расположения выпуклой поверхности профилированного элемента и снабженной полым наконечником, вставленным в часть формообразующего стержневого элемента и зафиксированным в ней, один конец пружины установлен с возможностью взаимодействия с торцом наконечника, а опорные поверхности выполнены на противоположных боковых сторонах корпуса с возможностью взаимодействия при развернутом каркасе с соответствующей частью формообразующего стержневого элемента через его вилку и наконечник.7. The frame according to claim 6, characterized in that each part of the forming core element is mounted on an axis using a fork covering the hinge body from the location of the convex surface of the profiled element and provided with a hollow tip inserted into the forming core part of the element and fixed in it, one end of the spring is installed with the possibility of interaction with the end face of the tip, and the supporting surfaces are made on opposite sides of the housing with the possibility of interaction with Revert frame with the corresponding portion of the shaping rod member through the plug and its tip. 8. Каркас по п.1, отличающийся тем, что указанный шарнирный узел содержит корпус с вилками, вилки для крепления формообразующих стержневых элементов, установленные на вилках корпуса с возможностью поворота на осях и подпружиненные относительно корпуса, и проушины для крепления диагональных стержневых элементов, охватываемые вилками, расположенными на одной стороне корпуса, и установленные с возможностью поворота на осях.8. The frame according to claim 1, characterized in that said hinge assembly comprises a housing with forks, forks for fastening the forming core elements, mounted on the forks of the housing with pivoting axes and spring-loaded relative to the housing, and eyelets for fastening the diagonal rod elements, covered forks located on one side of the housing, and mounted with the possibility of rotation on the axles. 9. Каркас по п.8, отличающийся тем, что вилки для крепления формообразующих стержневых элементов, установленные на вилках корпуса с возможностью поворота на осях, подпружинены относительно корпуса размещенными на осях пружинами кручения. 9. The frame of claim 8, characterized in that the forks for mounting the forming core elements mounted on the forks of the housing with the possibility of rotation on the axes are spring loaded relative to the housing placed on the axes of the torsion springs.
RU2011132996/11A 2011-07-27 2011-07-27 Unfolding of reflector carcass RU2480386C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011132996/11A RU2480386C2 (en) 2011-07-27 2011-07-27 Unfolding of reflector carcass

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011132996/11A RU2480386C2 (en) 2011-07-27 2011-07-27 Unfolding of reflector carcass

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011132996A RU2011132996A (en) 2013-02-10
RU2480386C2 true RU2480386C2 (en) 2013-04-27

Family

ID=49119610

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011132996/11A RU2480386C2 (en) 2011-07-27 2011-07-27 Unfolding of reflector carcass

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2480386C2 (en)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2556424C2 (en) * 2013-07-19 2015-07-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) Frame of structure of antenna reflector from polymer composite material
CN107658570A (en) * 2017-08-29 2018-02-02 西北工业大学 A kind of solid face reflector antenna of deployable high accuracy
RU206691U1 (en) * 2021-05-27 2021-09-22 Общество с ограниченной ответственностью "Ниагара" Deployable reflector
RU209011U1 (en) * 2021-10-01 2022-01-27 Общество с ограниченной ответственностью "Ниагара" DEVICE FOR TRANSFORMING SPACE VEHICLE STRUCTURES
RU2765323C1 (en) * 2021-10-01 2022-01-28 Общество с ограниченной ответственностью "Ниагара" Device for transforming spacecraft structures
RU212183U1 (en) * 2022-01-27 2022-07-11 Юрий Алексеевич Кисанов Deployable reflector

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108333710B (en) * 2018-04-03 2023-12-22 浙江理工大学 Space reconfigurable mirror support structure
CN109860972B (en) * 2018-12-19 2019-12-10 燕山大学 Modularized extensible antenna mechanism based on symmetrical structure tetrahedron combination unit

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2087059C1 (en) * 1995-02-03 1997-08-10 Валерий Михайлович Грачев Transformable building structure
RU2001124507A (en) * 2001-09-05 2003-07-27 Юрий Дмитриевич Кравченко Oversized Space Reflector
US20060181788A1 (en) * 2003-09-10 2006-08-17 Nippon Telegraph And Telephone Corporation Expansion-type reflection mirror
US20100018026A1 (en) * 2006-02-28 2010-01-28 The Boeing Company Arbitrarily shaped deployable mesh reflectors

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2214659C2 (en) * 2001-09-05 2003-10-20 Закрытое акционерное общество "НПО ЭГС" Large-size deployable space reflector

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2087059C1 (en) * 1995-02-03 1997-08-10 Валерий Михайлович Грачев Transformable building structure
RU2001124507A (en) * 2001-09-05 2003-07-27 Юрий Дмитриевич Кравченко Oversized Space Reflector
US20060181788A1 (en) * 2003-09-10 2006-08-17 Nippon Telegraph And Telephone Corporation Expansion-type reflection mirror
US20100018026A1 (en) * 2006-02-28 2010-01-28 The Boeing Company Arbitrarily shaped deployable mesh reflectors

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2556424C2 (en) * 2013-07-19 2015-07-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) Frame of structure of antenna reflector from polymer composite material
CN107658570A (en) * 2017-08-29 2018-02-02 西北工业大学 A kind of solid face reflector antenna of deployable high accuracy
CN107658570B (en) * 2017-08-29 2020-10-27 西北工业大学 Deployable high-precision solid-surface reflecting surface antenna
RU206691U1 (en) * 2021-05-27 2021-09-22 Общество с ограниченной ответственностью "Ниагара" Deployable reflector
RU209011U1 (en) * 2021-10-01 2022-01-27 Общество с ограниченной ответственностью "Ниагара" DEVICE FOR TRANSFORMING SPACE VEHICLE STRUCTURES
RU2765323C1 (en) * 2021-10-01 2022-01-28 Общество с ограниченной ответственностью "Ниагара" Device for transforming spacecraft structures
RU212183U1 (en) * 2022-01-27 2022-07-11 Юрий Алексеевич Кисанов Deployable reflector

Also Published As

Publication number Publication date
RU2011132996A (en) 2013-02-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2480386C2 (en) Unfolding of reflector carcass
US8434196B1 (en) Multi-axis compliant hinge
RU2607837C2 (en) Deployable satellite antenna large-size reflector
US4662130A (en) Extendible structure
Tibert et al. Deployable tensegrity reflectors for small satellites
EP3111508B1 (en) Mesh reflector with truss structure
JP5694306B2 (en) Telescopic structure
CN102173312B (en) Large spatial assembly type antenna reflector modular unit and assembly method thereof
JP3648712B2 (en) Frame structure
US8006462B2 (en) Deployable truss having second order augmentation
CN108674694B (en) Deployable curved surface truss mechanism based on rigid scissor fork mechanism
EP2626951B1 (en) Deployable antenna reflector
CN108528762B (en) Stretching type deployable space capsule section framework structure
CN106564621B (en) It is a kind of to realize the X-type section boom for collapsing expansion function
Zolesi et al. On an innovative deployment concept for large space structures
US20060181788A1 (en) Expansion-type reflection mirror
JP2016056947A (en) Extension type mast of spontaneous autonomous extension and satellite with at least one mast of this type
CN110703408B (en) Primary and secondary mirror telescopic system
US6229501B1 (en) Reflector and reflector element for antennas for use in outer space and a method for deploying the reflectors
CN113258249B (en) On-orbit ultra-large deployable space structure system
RU112889U1 (en) DEPLOYABLE ROD DESIGN
RU2474736C1 (en) Unfolded hinged connection
Meshkovsky et al. An approach to design of large-sized deployable hoop space antenna reflector
CN110512510B (en) Tetrahedron folding unit and space deployable mechanism
RU2266592C1 (en) Large-size deployable space reflector

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20170807

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200728