RU2780063C1 - Device for ensuring the thermal regime of the spacecraft - Google Patents
Device for ensuring the thermal regime of the spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2780063C1 RU2780063C1 RU2022115869A RU2022115869A RU2780063C1 RU 2780063 C1 RU2780063 C1 RU 2780063C1 RU 2022115869 A RU2022115869 A RU 2022115869A RU 2022115869 A RU2022115869 A RU 2022115869A RU 2780063 C1 RU2780063 C1 RU 2780063C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- panels
- spacecraft
- telescopic rod
- last
- axis
- Prior art date
Links
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims abstract description 5
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims abstract description 4
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 230000036633 rest Effects 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к космическим аппаратам (КА), снабженным системой обеспечения теплового режима для функционирования находящейся в них электронной аппаратуры.The invention relates to spacecraft (SC) equipped with a system for providing thermal conditions for the operation of the electronic equipment located in them.
Известен ряд конструкций, в которых требуемая для функционирования электронной аппаратуры температура достигается путем отвода от аппаратуры тепла тепло-излучающими панелями холодильника-излучателя (ХИ) в космическое пространство. (Романов А.В. Теория комплексной оптимизации проектирования космических аппаратов с ядерными термоэмиссионными энергетическими установками / Под ред. Б.И. Полетаева, А.П. Ковалева – СПб,: ООО «НПО «Профессионал», 2010.-255 с.).A number of designs are known in which the temperature required for the operation of electronic equipment is achieved by removing heat from the equipment by heat-radiating panels of the refrigerator-radiator (CI) into outer space. (Romanov A.V. Theory of integrated optimization of the design of spacecraft with nuclear thermionic power plants / Edited by B.I. Poletaev, A.P. Kovalev - St. Petersburg, LLC NPO Professional, 2010.-255 p.) .
Наиболее близким техническим решением, к заявленному изобретению, является Транспортно-энергетический модуль (ТЭМ) космического аппарата (https://www.youtube.com/watch?v=GpRL-Bj5Dbg&list=RDCMUCDEEqGCczAlUzS9kK4mBGwQ&index=8), в котором после раздвижения телескопической штанги, панели ХИ, сложенные по трем равнорасположенным плоскостям относительно продольной оси телескопического стержня, делают одно развертывание вдоль его оси, затем поворачиваются в радиальное положение, образуя трехлучевую «звезду», и далее происходит дальнейшее развертывание панелей ХИ и их фиксация.The closest technical solution to the claimed invention is the Transport and Energy Module (TEM) of the spacecraft (https://www.youtube.com/watch?v=GpRL-Bj5Dbg&list=RDCMUCDEEqGCczAlUzS9kK4mBGwQ&index=8), in which, after expanding the telescopic rod, CI panels, folded along three equally spaced planes relative to the longitudinal axis of the telescopic rod, make one deployment along its axis, then turn into a radial position, forming a three-beam “star”, and then the CI panels are further deployed and fixed.
Недостатком приведенной конструкции ХИ Транспортно-энергетического модуля космического аппарата является развертывание панелей ХИ при их раскрытии по траектории, не совпадающей с продольной осью КА, что непременно приведет к возникновению момента относительно этой оси и началу вращения КА. Следствием будет необходимость стабилизации КА двигателями с соответствующем расходом дополнительного топлива, что в итоге увеличит массы КА.The disadvantage of the above design of the CI of the Transport and Energy Module of the spacecraft is the deployment of the CI panels when they are deployed along a trajectory that does not coincide with the longitudinal axis of the spacecraft, which will certainly lead to the occurrence of a moment relative to this axis and the beginning of the rotation of the spacecraft. The consequence will be the need to stabilize the spacecraft by engines with the appropriate consumption of additional fuel, which will eventually increase the mass of the spacecraft.
Задачей изобретения является снижение массы космического аппарата путем исключения возникновения момента относительно его продольной оси, которое приводит к вращению КА и требует для его стабилизации расхода топлива для двигателей. The objective of the invention is to reduce the mass of the spacecraft by eliminating the occurrence of a moment about its longitudinal axis, which leads to the rotation of the spacecraft and requires fuel consumption for the engines to stabilize it.
Этот результат достигается тем, что в устройстве обеспечения теплового режима КА теплоизлучающие панели ХИ сложены друг с другом в трех равнорасположенных относительно продольной оси плоскостях, которые параллельны телескопической штанге, состоящей из нескольких звеньев, выдвигаемых из КА перед развертыванием панелей ХИ. При этом последнее внутреннее звено телескопической штанги (звено с наименьшим диаметром), выдвигаемое из внешнего звена телескопической штанги (звена с наибольшим диаметром), снабжено шпангоутом, на котором закреплены три троса, проходящих по шкивам на осях шарниров, соединяющих развертываемые панели ХИ, а противоположные концы тросов прикреплены к последним раскладывающимся в каждой плоскости панелям ХИ. This result is achieved by the fact that in the device for ensuring the thermal regime of the spacecraft, the heat-radiating CI panels are stacked with each other in three planes equally spaced relative to the longitudinal axis, which are parallel to the telescopic rod, consisting of several links, extended from the spacecraft before deploying the CI panels. At the same time, the last inner link of the telescopic rod (the link with the smallest diameter), which is extended from the outer link of the telescopic rod (the link with the largest diameter), is equipped with a frame on which three cables are fixed, passing along the pulleys on the hinge axes connecting the deployed XI panels, and the opposite the ends of the cables are attached to the last CI panels that fold out in each plane.
Панели для протекания по ним теплоносителя соединены с космическим аппаратом трубопроводами, которые в местах установки шарниров, соединяющих панели ХИ, снабжены металлорукавами, приваренными к панелям ХИ. The panels for the coolant to flow through them are connected to the spacecraft by pipelines, which, at the installation sites of the hinges connecting the CI panels, are equipped with metal hoses welded to the CI panels.
Все разложенные панели соединены с внешним звеном телескопической штанги посредством трех кронштейнов. Каждый из кронштейнов имеет шарнир, снабженный приводным механизмом, включающим трос, соединенный со шкивом, расположенным на шарнире, и наматываемый на барабан, который вращается приводным механизмом (электродвигателем). Тросы используются для поворота панелей ХИ в радиальное относительно продольной оси КА положение. All unfolded panels are connected to the outer link of the telescopic rod by means of three brackets. Each of the brackets has a hinge, equipped with a drive mechanism, including a cable connected to a pulley located on the hinge, and wound on a drum, which is rotated by the drive mechanism (electric motor). The cables are used to turn the CI panels into a radial position relative to the longitudinal axis of the spacecraft.
Шпангоут, установленный на последнем внутреннем выдвигаемом звене телескопической штанги, вдоль которой производится разворот панелей ХИ, снабжен тремя равнорасположенными в тех же плоскостях, что и кронштейны на внешнем звене телескопической штанги, опорами, представляющими собой вилку с цилиндрической поверхностью, ось которой совмещена с осью вращения шарнира, которым оснащен кронштейн и относительно которого под действием электродвигателя происходит поворот развернутых панелей в радиальное относительно продольной оси КА положение. The frame mounted on the last inner retractable link of the telescopic rod, along which the XI panels are rotated, is equipped with three supports equally spaced in the same planes as the brackets on the outer link of the telescopic rod, representing a fork with a cylindrical surface, the axis of which is aligned with the axis of rotation the hinge with which the bracket is equipped and relative to which, under the action of the electric motor, the deployed panels rotate into a position radial relative to the longitudinal axis of the spacecraft.
Последняя из развертываемых панелей ХИ снабжена пальцем, который попадая в вилку опоры после развертывания панелей ХИ и поворота их в радиальное положение фиксируется в вилке с помощью стопора, расположенного в вилке опоры. Тем самым фиксируются в радиальном положении относительно продольной оси КА все развернутые в трех плоскостях панели ХИ. The last of the deployable CI panels is equipped with a pin, which, when it enters the support yoke, after deploying the CI panels and turning them into a radial position, is fixed in the yoke using a stopper located in the support fork. Thus, all CI panels deployed in three planes are fixed in a radial position relative to the longitudinal axis of the spacecraft.
На фиг. 1 приведена конструктивная схема устройства обеспечения теплового режима КА в стартовом положении.In FIG. Figure 1 shows a structural diagram of the device for ensuring the thermal regime of the spacecraft in the starting position.
На фиг. 2 приведена конструктивная схема устройства обеспечения теплового режима КА в орбитальном положении.In FIG. Figure 2 shows a structural diagram of the device for ensuring the thermal regime of the spacecraft in the orbital position.
На фиг. 3, 4, 5 приведены отдельные элементы устройства обеспечения теплового режима КА.In FIG. 3, 4, 5 show separate elements of the device for providing the spacecraft thermal regime.
Устройство обеспечения теплового режима КА 1 состоит из телескопической штанги 2, которая включает внешнее звено (наибольшего диаметра) 3 и внутренние звенья 4 телескопической штанги. На внешнем звене 3 телескопической штанги 2 в трех равнорасположенных по окружности плоскостях, параллельно оси штанги, размещены, по крайней мере, две сложенные панели ХИ 5. Панели ХИ 5, находящиеся в одной плоскости, между собой соединены шарнирами 6. При этом последняя раскладываемая панель ХИ снабжена тросом 7, используемым для раскладывания панелей и соединенным со шпангоутом 8, установленным на последнем внутреннем выдвигаемом звене телескопической штанги. Трос 7, соединяющий шпангоут и последнюю раскладывающуюся панель ХИ, проходит через шкивы 9, установленные в шарнирах 6, которые соединяют панели ХИ.The device for ensuring the
При этом последняя из разворачивающихся панелей ХИ снабжена пальцем 10 (фиг. 2). Панели ХИ 5 прикреплены к КА 1 при помощи трех кронштейнов 11 с шарнирами 12 со шкивами 13. Каждый шкив 13 через наматываемый на барабан 14 трос 15, используемый для поворота панелей в радиальное положение, соединен с электродвигателем 16. Последнее внутреннее выдвигаемое звено телескопической штанги, вдоль которой производится разворот панелей ХИ 5, снабжено на торце шпангоутом 8 с опорами 17. Опора представляет собой вилку с цилиндрической поверхностью, ось которой соосна с осью шкива 13 кронштейна 11. Вокруг оси шкива 13 поворачиваются развернутые панели ХИ 5, которые опираются пальцем 10 на опору 17 при повороте их в радиальное положение относительно оси КА. Фиксирование панелей ХИ 5 в радиальном положении выполнено с помощью стопоров 18. Передача теплоносителя от КА 1 к раскладывающимся панелям ХИ 5 обеспечено металлорукавами 19, 20, которые обеспечивают герметичность при раскладывании панелей ХИ 5. In this case, the last of the deployable CI panels is provided with a pin 10 (Fig. 2). The XI 5 panels are attached to the
Предлагаемое устройство функционирует следующим образом. Первоначально происходит выдвижение внутренних звеньев 4 телескопической штанги 2. При выдвижении трос 7, прикрепленный к шпангоуту 8 последнего выдвигаемого внутреннего звена телескопической штанги, натягиваясь на шкивах 9 передает усилие на последнюю раскладываемую панель холодильника-излучателя и, тем самым, происходит последовательное раскладывание панелей вдоль выдвигаемой телескопической штанги. The proposed device operates as follows. Initially, the extension of the
При этом последняя из раскладываемых панелей ХИ пальцем 10 ложится на опору 17. После чего включают электродвигатель 16, который вращая барабан 14, наматывает на него три троса 15. В результате развернутые по трем плоскостям панели ХИ 5 поворачиваются относительно оси шкива 13 в радиальное положение. Фиксация панелей ХИ 5 в опоре 17 в радиальном положении обеспечивается стопорами 18. Герметичное соединение панелей ХИ 5 для подвода к ним теплоносителя обеспечено металлорукавами 19, 20. Тем самым, формируется ХИ, состоящий из трех радиально равнорасположенных относительно оси КА плоских развернутых панелей ХИ. В результате при таком раскладывании панелей ХИ отсутствует их перемещение по траектории, не совпадающей с продольной осью КА, т.е. отсутствуют условия возникновения вращающего момента КА. In this case, the last of the deployed CI panels with a
Claims (2)
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2780063C1 true RU2780063C1 (en) | 2022-09-19 |
Family
ID=
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4305555A (en) * | 1977-10-20 | 1981-12-15 | Davis Charles E | Solar energy system with relay satellite |
US20110180670A1 (en) * | 2001-07-30 | 2011-07-28 | D Ausilio Robert F | In orbit space transportation & recovery system |
RU2587209C9 (en) * | 2002-11-26 | 2016-09-20 | Соларен Корпорейшн | Space-based power system |
RU189377U1 (en) * | 2018-08-15 | 2019-05-21 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Spaceship |
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4305555A (en) * | 1977-10-20 | 1981-12-15 | Davis Charles E | Solar energy system with relay satellite |
US20110180670A1 (en) * | 2001-07-30 | 2011-07-28 | D Ausilio Robert F | In orbit space transportation & recovery system |
RU2587209C9 (en) * | 2002-11-26 | 2016-09-20 | Соларен Корпорейшн | Space-based power system |
RU189377U1 (en) * | 2018-08-15 | 2019-05-21 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Spaceship |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8757553B2 (en) | Active tie-rod system for holding and smoothly releasing space appendages | |
US8508430B2 (en) | Extendable rib reflector | |
US6920722B2 (en) | Elongated truss boom structures for space applications | |
CN105501468A (en) | Unfolding mechanism of flexible solar wing for space station | |
US5104211A (en) | Splined radial panel solar concentrator | |
US20140263847A1 (en) | Solar arrays, deployment mechanisms therefor, and related methods | |
CN105470620A (en) | Solar wing/antenna unfoldable supporting truss and assembly adjustment method thereof | |
CN105759537A (en) | Extendable light shield | |
RU2780063C1 (en) | Device for ensuring the thermal regime of the spacecraft | |
EP3598576B1 (en) | Reflecting systems, such as reflector antenna systems, with tension-stabilized reflector positional apparatus | |
CN111977030A (en) | Solar wing with large folding-unfolding ratio | |
CN205539865U (en) | Deployable formula lens hood | |
CN113879563B (en) | Double-module extensible tensioning integral structure with self-extensible folding hinge | |
CN109638470A (en) | A kind of novel netted annular deployable antenna truss structure | |
RU2784224C1 (en) | Device for ensuring the thermal regime of the spacecraft | |
CN110979742A (en) | High-expansion-ratio unfolding mechanism suitable for space environment | |
CN109638404B (en) | Novel three-layer net-shaped deployable antenna truss structure with beam forming function | |
CN108183308B (en) | Centrosymmetric multi-wing space folding and unfolding mechanism | |
CN107323687B (en) | satellite-borne flexible ultra-light folding carbon fiber stretching rod | |
US7759664B2 (en) | Solar heat powered deployable structure | |
CN115657246A (en) | Automatically-deployable light shield system | |
CN110247150B (en) | Expandable satellite antenna truss structure based on main shaft | |
CN110646998B (en) | Three-dimensional cylindrical lens hood capable of being unfolded with high folding ratio | |
JP3641186B2 (en) | Deployable truss structure and antenna device using the same | |
CN219468036U (en) | Folding type flexible solar wing folding device |