CN115508997A - 一种超大口径太空望远镜及其展开方式 - Google Patents
一种超大口径太空望远镜及其展开方式 Download PDFInfo
- Publication number
- CN115508997A CN115508997A CN202210709697.4A CN202210709697A CN115508997A CN 115508997 A CN115508997 A CN 115508997A CN 202210709697 A CN202210709697 A CN 202210709697A CN 115508997 A CN115508997 A CN 115508997A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- telescope
- truss
- reflecting surface
- optical
- microwave
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Pending
Links
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims abstract description 54
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims abstract description 23
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 16
- 230000009471 action Effects 0.000 claims abstract description 7
- 230000006870 function Effects 0.000 claims abstract description 6
- 229910001285 shape-memory alloy Inorganic materials 0.000 claims description 18
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 9
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 7
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 5
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims description 3
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 3
- 230000008602 contraction Effects 0.000 claims 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 238000005034 decoration Methods 0.000 description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 2
- MZWGYEJOZNRLQE-KXQOOQHDSA-N 1-stearoyl-2-myristoyl-sn-glycero-3-phosphocholine Chemical compound CCCCCCCCCCCCCCCCCC(=O)OC[C@H](COP([O-])(=O)OCC[N+](C)(C)C)OC(=O)CCCCCCCCCCCCC MZWGYEJOZNRLQE-KXQOOQHDSA-N 0.000 description 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 239000004642 Polyimide Substances 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229920001721 polyimide Polymers 0.000 description 1
- 230000000630 rising effect Effects 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G02—OPTICS
- G02B—OPTICAL ELEMENTS, SYSTEMS OR APPARATUS
- G02B23/00—Telescopes, e.g. binoculars; Periscopes; Instruments for viewing the inside of hollow bodies; Viewfinders; Optical aiming or sighting devices
- G02B23/16—Housings; Caps; Mountings; Supports, e.g. with counterweight
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for
-
- G—PHYSICS
- G02—OPTICS
- G02B—OPTICAL ELEMENTS, SYSTEMS OR APPARATUS
- G02B23/00—Telescopes, e.g. binoculars; Periscopes; Instruments for viewing the inside of hollow bodies; Viewfinders; Optical aiming or sighting devices
-
- G—PHYSICS
- G02—OPTICS
- G02B—OPTICAL ELEMENTS, SYSTEMS OR APPARATUS
- G02B23/00—Telescopes, e.g. binoculars; Periscopes; Instruments for viewing the inside of hollow bodies; Viewfinders; Optical aiming or sighting devices
- G02B23/16—Housings; Caps; Mountings; Supports, e.g. with counterweight
- G02B23/20—Collapsible housings
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Optics & Photonics (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Telescopes (AREA)
- Aerials With Secondary Devices (AREA)
Abstract
本发明公开了一种超大口径太空望远镜及其展开方式，光学反射面镜片被分为多块形状相同的固体面板，每块固体面板的背面设置有一个独立的光学反射面背部支撑桁架。在展开阶段，通过驱动旋转机构，多个光学反射面背部支撑桁架沿径向打开的同时进行扭转，并带动多块形状相同的固体面板以轮毂为中心打开并作扭转动作，实现中心光学望远镜的展开。在光学望远镜展开到位后，采用细胞星向外拉伸实现可展桁架的径向拉伸，并带动与可展桁架连接的微波反射面一起展开，组成微波望远镜。可实现集光学望远镜和微波望远镜功能为一体，简单易操作。
Description
技术领域
本发明属于卫星构型领域，具体涉及一种超大口径太空望远镜及其展开方式，可以为大型望远镜构型、布局和结构设计提供理论和方法基础。
背景技术
太空望远镜作为目前最先进的望远镜，一直都是国内外研究的热点，它可以帮助天文学更清晰地探测整个宇宙，和地基望远镜相比，太空望远镜可以探测到那些从恒星和星系而来，却被大气层阻挡着的辐射。而天线口径决定了望远镜的信号增益和传输带宽等关键参数，随着深空探测和信息传递量的不断增大，空间任务对于太空望远镜口径的需求也越来越大。受制于运载工具存储空间和有效载荷能力有限，传统望远镜口径一般被限制在4.5米内，已经无法胜任现代宇航任务提出的高要求，因此设计可收拢-展开的大尺寸空间机构是在满足运载限制、高性能要求前提下，增大太空望远镜口径的重要技术手段，即在发射运输阶段，望远镜反射面收拢降低存储所需空间；发射入轨后，受控展开并锁定在大口径稳定结构状态。
国外对于太空望远镜的研究较早，具有较为成功的项目，如美国的哈勃望远镜，口径为2.4m，是目前全球最大和最精确的天文望远镜；美国NASA用于替代哈勃空间望远镜的新一代空间天文望远镜的詹姆斯韦伯望远镜JWST(口径6.5m)，采用折叠展开的方式，折叠后最大尺寸4.47m，已接近火箭有效载荷尺寸极限(直径4.5m)，它是目前口径最大的太空望远镜。目前国内对于大型太空望远镜的研究相对于国外而言差距较大，研究方向偏向于理论研究和地面实验验证，还未有大型太空望远镜相关的项目。
综上所述，由于深空探测和空间任务的不断深入，对于超大口径太空望远镜的需求也越来越大，但受制于火箭包络限制和在轨拼接技术发展不成熟，亟待研究一种简单易操作的方式实现超大口径太空望远镜的组建。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本发明提供一种超大口径太空望远镜及其展开方式，可实现集光学望远镜和微波望远镜功能为一体，简单易操作。
本发明的技术方案是：一种超大口径太空望远镜，包括卫星主体、光学反射面镜片、光学反射面背部支撑桁架、中心馈源、可展桁架、细胞星、微波反射面和中心杆；
所述卫星主体和中心杆固定连接，且中心杆上固定连接有紧固圈，中心杆顶部固定连接有中心馈源；
所述光学反射面镜片被分为多块形状相同的固体面板，每块固体面板的背面设置有一个独立的光学反射面背部支撑桁架；
所述卫星主体上安装有轮毂，多个光学反射面背部支撑桁架一端与轮毂之间以旋转机构相连，且多块形状相同的固体面板之间通过连杆机构连接；在发射阶段，多块形状相同的固体面板与多个光学反射面背部支撑桁架收拢在主星轴向；在展开阶段，通过驱动旋转机构，多个光学反射面背部支撑桁架沿径向打开的同时进行扭转，并带动多块形状相同的固体面板以轮毂为中心打开并作扭转动作，实现中心光学望远镜的展开；
所述可展桁架也有多个，可展桁架一端与光学反射面背部支撑桁架另一端固定连接，可展桁架另一端与细胞星固定连接，且相邻可展桁架之间固定连接有微波反射面；在发射阶段，所述可展桁架收拢在主星轴向，细胞星通过紧固圈固定；在展开阶段，在光学望远镜展开到位后，采用细胞星向外拉伸实现可展桁架的径向拉伸，并带动与可展桁架连接的微波反射面一起展开，组成微波望远镜。
进一步的，所述微波反射面包括底部的隔热多层、中部的热致形状记忆合金材料层和表面的柔性金属反射面，在发射阶段之前，对原始的抛物型形状记忆合金层加热至高于其转变温度，通过施加外力赋予其折叠状态，随后降温至转变温度以下，卸载外力后折叠状态得以固定，并以此状态置于火箭中待发射；在展开过程时，随着可展桁架的展开，通过对微波反射面升温至高于其转变温度，微波反射面能够恢复到原始抛物型面。
进一步的，在太空望远镜展开后续运行中，通过对微波反射面局部位置进行升温，能够实现镜面精度的快速调节。
进一步的，所述中心杆采用套筒式，能够实现发射段收缩，在轨展开。
进一步的，所述紧固圈采用记忆合金锁紧的方式。
进一步的，所述可展桁架包括定三角架、动三角架、折叠杆、锁紧铰链和加强拉索；所述动三角板始终平行于定三角板竖直向上运动；且为了获得更好的收纳比，可展桁架单元折叠状态时动三角架与定三角架处于接触状态、折叠杆处于对折状态，从收拢到完全展开折展杆由对折状态运动至平行状态，根部铰链转过90度，中部铰链转过180度，且各铰链均具有定位锁紧功能，展开完成后由加强拉索拉紧。
进一步的，所述望远镜背部加装遮光罩。
进一步的，所述遮光罩背架采用桁架展开的方式，带动折叠的高发射率、低吸收率薄膜展开，组成轻质可靠的遮光罩。
本发明还提供一种超大口径太空望远镜展开方式，具体步骤如下：首先，通过记忆合金解锁，实现细胞星与卫星主体解锁；通过驱动旋转机构，多个光学反射面背部支撑桁架沿径向打开的同时进行扭转，并带动多块形状相同的固体面板以轮毂为中心打开并作扭转动作，实现中心光学望远镜的展开；在光学望远镜展开到位后，采用细胞星向外拉伸实现可展桁架的径向拉伸，并带动与可展桁架连接的折叠的微波反射面一起向外展开，最终展开成预定的抛物面型，组成微波望远镜。
本发明的有益效果是：
1、大尺度可展桁架在收拢时位于卫星轴向，在发射阶段不占用火箭径向包络，可不受火箭直径影响，从而实现超大口径太空望远镜的折叠展开。
2、光学望远镜部分采用固体反射面旋转展开，能够有效保证反射面精度，大大提升光学望远镜的测量精度。
3、微波望远镜采用桁架展开的方式，具有折展比大且展开方式简单的特点，且展开的可靠性较高。
4、本发明将光学望远镜与微波望远镜合为一体，可满足多个波段，多种目标的探测，具有多功能、多用途、低成本的优势。
附图说明
图1为本发明的超大口径多功能太空望远镜构型示意图；
图2(a)和图2(b)为超大口径多功能太空望远镜收拢构型及在火箭内部示意图；
图3为光学望远镜组件结构示意图；
图4(a)、图4(b)、图4(c)、图4(d)为光学望远镜展开示意图；
图5(a)和图5(b)为微波望远镜桁架展开示意图；
图6(a)和图6(b)为微波望远镜展开示意图；
图7(a)、图7(b)、图7(c)为可展桁架结构示意图。
图中：1为卫星主体，2为光学反射面镜片，3为光学反射面背部支撑桁架，4为中心馈源，5为可展桁架，6为细胞星，7为微波反射面，8为中心杆，9为紧固圈，10为太阳能帆板，51为定三角架，52为动三角架，53为折叠杆，54为锁紧铰链。
具体实施方式
下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。
本实施例的一种超大口径多功能太空望远镜展开方案，具体包括以下几个内容：
第一，该望远镜主要有卫星主体1、光学反射面镜片2、光学反射面背部支撑桁架3、中心馈源4、可展桁架5、细胞星6、微波反射面7和中心杆8构成：如图1所示，其中，卫星主体1携带望远镜飞到预定轨道，在后续运行中，卫星主体主要负责望远镜机动和为望远镜提供能量以及传输数据。细胞星拉动可展桁架展开，形成的径向肋提供望远镜所需的抛物型反射面结构。支撑中心馈源的中心杆为套筒式可伸缩杆，以便满足不同工作模式。
第二，如图3-6所示，该望远镜反射面分为两部分，中心固体反射面和周围柔性反射面。中心金属固面即光学反射面镜片，所述光学反射面镜片2被分为多块形状相同的固体面板，每块固体面板的背面设置有一个独立的光学反射面背部支撑桁架3。所述卫星主体1上安装有轮毂，多个光学反射面背部支撑桁架3一端与轮毂之间以旋转机构相连，且多块形状相同的固体面板之间通过连杆机构连接。在发射阶段，多块形状相同的固体面板与多个光学反射面背部支撑桁架3收拢在主星轴向。在展开阶段，通过驱动旋转机构，多个光学反射面背部支撑桁架沿径向打开的同时进行扭转，并带动多块形状相同的固体面板以轮毂为中心打开并作扭转动作，实现中心光学望远镜的展开。周围柔性反射面端部与可展桁架固定，采用折叠收拢的方式，随可展桁架展开可形成大口径微波望远镜。具体的，所述可展桁架5也有多个，可展桁架5一端与光学反射面背部支撑桁架3另一端固定连接，可展桁架5另一端与细胞星6固定连接，且相邻可展桁架5之间固定连接有微波反射面7。在发射阶段，所述可展桁架5收拢在主星轴向，细胞星6通过紧固圈9固定。在展开阶段，在光学望远镜展开到位后，采用细胞星向外拉伸实现可展桁架的径向拉伸，并带动与可展桁架连接的微波反射面一起展开，组成微波望远镜。
微波望远镜的柔性微波反射面包括底部的隔热多层、中部的热致形状记忆合金材料层和表面的柔性金属反射面，形状记忆合金采用纤维增强SMPC材料，隔热层采用聚酰亚胺材料。多层主要用于隔绝外部环境的辐射热量，以免对记忆合金底面造成形变。在发射阶段之前，对原始的抛物型形状记忆合金层加热至高于其转变温度，通过施加外力赋予其折叠状态，随后降温至转变温度以下，卸载外力后折叠状态得以固定，并以此状态置于火箭中待发射。在展开过程时，随着可展桁架的展开，通过对微波反射面升温至高于其转变温度，微波反射面能够恢复到原始抛物型面。且在后续运行中，通过对反射面局部位置进行升温，实现镜面精度的快速调节。加热和升温通过在反射面背部和隔热层之间，布置加热片和热敏电阻实现，通过对面型精度的测量，计算得到需要调整的形变量，根据形状记忆合金温度和形变的关系，去施加相对应的热量，控制该处温度在设定的范围内。
第三，该望远镜在发射时呈收拢状，如图2所示，可展桁架收拢在主星轴向，不占用火箭径向包络，细胞星通过紧固圈9与主星固定，紧固圈9采用记忆合金锁紧的方式。
第四，望远镜展开可分为三步：解锁、光学望远镜展开和微波望远镜展开。首先，通过记忆合金解锁，实现细胞星与卫星主体解锁。通过驱动旋转机构，多个光学反射面背部支撑桁架沿径向打开的同时进行扭转，并带动多块形状相同的固体面板以轮毂为中心打开并作扭转动作，实现中心光学望远镜的展开。在光学望远镜展开到位后，采用细胞星向外拉伸实现可展桁架的径向拉伸，并带动与可展桁架连接的折叠的微波反射面一起向外展开，最终展开成预定的抛物面型，组成微波望远镜。如图6所示。
第四，可展桁架采用模块化设计，可通过增加伸展桁架单元的数量来构建大型、轻质量伸展桁架机构以满足大尺寸展开需求。可展桁架基于Sarrus机构进行设计，如图7所示，可展桁架5包括定三角架51、动三角架52、折叠杆53、锁紧铰链54和加强拉索。所述动三角板52始终平行于定三角板51竖直向上运动。且为了获得更好的收纳比，可展桁架单元折叠状态时动三角架与定三角架处于接触状态、折叠杆处于对折状态，从收拢到完全展开折展杆由对折状态运动至平行状态，根部铰链转过90度，中部铰链转过180度，且各铰链均具有定位锁紧功能，展开完成后由加强拉索拉紧。伸展臂折叠杆、三角架等杆件都选用碳纤维材料制成，这样在保证桁架结构的有效刚度的同时，有效的减轻了整个系统的质量。
进一步，考虑到望远镜对温度相当敏感，因为镜面和传感器需要保持极低温度以检测来自宇宙中遥远物体的微弱热信号，同时，空间热环境也会造成桁架等大型结构的热变形，进而影响望远镜反射面精度，因此需要在望远镜背部加装遮光罩。遮光罩背架也可采用桁架展开的方式，带动折叠的高发射率、低吸收率薄膜展开，组成轻质可靠的遮光罩。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (9)
1.一种超大口径太空望远镜，其特征在于：包括卫星主体(1)、光学反射面镜片(2)、光学反射面背部支撑桁架(3)、中心馈源(4)、可展桁架(5)、细胞星(6)、微波反射面(7)和中心杆(8)；
所述卫星主体(1)和中心杆(8)固定连接，且中心杆(8)上固定连接有紧固圈(9)，中心杆(8)顶部固定连接有中心馈源(4)；
所述光学反射面镜片(2)被分为多块形状相同的固体面板，每块固体面板的背面设置有一个独立的光学反射面背部支撑桁架(3)；
所述卫星主体(1)上安装有轮毂，多个光学反射面背部支撑桁架(3)一端与轮毂之间以旋转机构相连，且多块形状相同的固体面板之间通过连杆机构连接；在发射阶段，多块形状相同的固体面板与多个光学反射面背部支撑桁架(3)收拢在主星轴向；在展开阶段，通过驱动旋转机构，多个光学反射面背部支撑桁架沿径向打开的同时进行扭转，并带动多块形状相同的固体面板以轮毂为中心打开并作扭转动作，实现中心光学望远镜的展开；
所述可展桁架(5)也有多个，可展桁架(5)一端与光学反射面背部支撑桁架(3)另一端固定连接，可展桁架(5)另一端与细胞星(6)固定连接，且相邻可展桁架(5)之间固定连接有微波反射面(7)；在发射阶段，所述可展桁架(5)收拢在主星轴向，细胞星(6)通过紧固圈(9)固定；在展开阶段，在光学望远镜展开到位后，采用细胞星向外拉伸实现可展桁架的径向拉伸，并带动与可展桁架连接的微波反射面一起展开，组成微波望远镜。
2.根据权利要求1所述的一种超大口径太空望远镜，其特征在于：所述微波反射面(7)包括底部的隔热多层、中部的热致形状记忆合金材料层和表面的柔性金属反射面，在发射阶段之前，对原始的抛物型形状记忆合金层加热至高于其转变温度，通过施加外力赋予其折叠状态，随后降温至转变温度以下，卸载外力后折叠状态得以固定，并以此状态置于火箭中待发射；在展开过程时，随着可展桁架的展开，通过对微波反射面升温至高于其转变温度，微波反射面能够恢复到原始抛物型面。
3.根据权利要求2所述的一种超大口径太空望远镜，其特征在于：在太空望远镜展开后续运行中，通过对微波反射面局部位置进行升温，能够实现镜面精度的调节。
4.根据权利要求1所述的一种超大口径太空望远镜，其特征在于：所述中心杆(8)采用套筒式，能够实现发射段收缩，在轨展开。
5.根据权利要求1所述的一种超大口径太空望远镜，其特征在于：所述紧固圈(9)采用记忆合金锁紧的方式。
6.根据权利要求1所述的一种超大口径太空望远镜，其特征在于：所述可展桁架(5)包括定三角架(51)、动三角架(52)、折叠杆(53)、锁紧铰链(54)和加强拉索；所述动三角板(52)始终平行于定三角板(51)竖直向上运动；且可展桁架单元折叠状态时动三角架与定三角架处于接触状态、折叠杆处于对折状态，从收拢到完全展开折展杆由对折状态运动至平行状态，根部铰链转过90度，中部铰链转过180度，且各铰链均具有定位锁紧功能，展开完成后由加强拉索拉紧。
7.根据权利要求1所述的一种超大口径太空望远镜，其特征在于：所述望远镜背部加装遮光罩。
8.根据权利要求7所述的一种超大口径太空望远镜，其特征在于：所述遮光罩背架采用桁架展开的方式，带动折叠的薄膜展开，组成遮光罩。
9.一种超大口径太空望远镜展开方式，其特征在于，具体步骤如下：首先，通过记忆合金解锁，实现细胞星与卫星主体解锁；通过驱动旋转机构，多个光学反射面背部支撑桁架沿径向打开的同时进行扭转，并带动多块形状相同的固体面板以轮毂为中心打开并作扭转动作，实现中心光学望远镜的展开；在光学望远镜展开到位后，采用细胞星向外拉伸实现可展桁架的径向拉伸，并带动与可展桁架连接的折叠的微波反射面一起向外展开，最终展开成预定的抛物面型，组成微波望远镜。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210709697.4A CN115508997A (zh) | 2022-06-22 | 2022-06-22 | 一种超大口径太空望远镜及其展开方式 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210709697.4A CN115508997A (zh) | 2022-06-22 | 2022-06-22 | 一种超大口径太空望远镜及其展开方式 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN115508997A true CN115508997A (zh) | 2022-12-23 |
Family
ID=84500762
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210709697.4A Pending CN115508997A (zh) | 2022-06-22 | 2022-06-22 | 一种超大口径太空望远镜及其展开方式 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115508997A (zh) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6768582B1 (en) * | 2002-08-09 | 2004-07-27 | Goodrich Corporation | System for deploying the petals of a sectored mirror of an optical space telescope |
| US20050088734A1 (en) * | 2003-10-28 | 2005-04-28 | The Boeing Company | Autonomously assembled space telescope |
| US20050183377A1 (en) * | 2004-02-05 | 2005-08-25 | Johnson Samuel A. | Deployable and retractable space frame |
| CN102765491A (zh) * | 2012-08-03 | 2012-11-07 | 西安电子科技大学 | 空间绳系可展开面装置 |
| CN103794842A (zh) * | 2014-02-18 | 2014-05-14 | 哈尔滨工业大学深圳研究生院 | 一种环形桁架式大型空间可展机构 |
| CN104317044A (zh) * | 2014-10-27 | 2015-01-28 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 展开花瓣式空间望远镜主镜 |
-
2022
- 2022-06-22 CN CN202210709697.4A patent/CN115508997A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6768582B1 (en) * | 2002-08-09 | 2004-07-27 | Goodrich Corporation | System for deploying the petals of a sectored mirror of an optical space telescope |
| US20050088734A1 (en) * | 2003-10-28 | 2005-04-28 | The Boeing Company | Autonomously assembled space telescope |
| US20050183377A1 (en) * | 2004-02-05 | 2005-08-25 | Johnson Samuel A. | Deployable and retractable space frame |
| CN102765491A (zh) * | 2012-08-03 | 2012-11-07 | 西安电子科技大学 | 空间绳系可展开面装置 |
| CN103794842A (zh) * | 2014-02-18 | 2014-05-14 | 哈尔滨工业大学深圳研究生院 | 一种环形桁架式大型空间可展机构 |
| CN104317044A (zh) * | 2014-10-27 | 2015-01-28 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 展开花瓣式空间望远镜主镜 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 李志来;杨利伟;徐宏;董得义;曹乃亮;袁野;: "空间望远镜可展开次镜支撑桁架综述", 航天返回与遥感, no. 03, 15 June 2017 (2017-06-15) * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Tibert | Deployable tensegrity structures for space applications | |
| Pellegrino | Deployable structures in engineering | |
| US9120583B1 (en) | Space solar array architecture for ultra-high power applications | |
| US6735920B1 (en) | Deployable space frame and method of deployment therefor | |
| US5660644A (en) | Photovoltaic concentrator system | |
| US5104211A (en) | Splined radial panel solar concentrator | |
| CN111193095B (zh) | 星载天线可展开机构 | |
| Lin et al. | Shape memory rigidizable inflatable (RI) structures for large space systems applications | |
| JP2000031729A (ja) | 低コストの展開可能な反射器 | |
| US7138960B2 (en) | Deployable electromagnetic concentrator | |
| WO2011006506A1 (en) | Foldable frame supporting electromagnetic radiation collectors | |
| CN110861785B (zh) | 一种光学成像卫星 | |
| EP3598576B1 (en) | Reflecting systems, such as reflector antenna systems, with tension-stabilized reflector positional apparatus | |
| Cadogan et al. | Inflatable solar array technology | |
| US10450092B2 (en) | Spacecraft architecture having torus-shaped solar concentrator | |
| Wang et al. | Space deployable mechanics: A review of structures and smart driving | |
| CN115508997A (zh) | 一种超大口径太空望远镜及其展开方式 | |
| Cherniavsky et al. | Large deployable space antennas based on usage of polygonal pantograph | |
| Zheng et al. | Analysis of a three-extensible-rod tracker based on 3-RPS parallel manipulator for space large deployable paraboloid structure with power and communication integration | |
| CN110854542A (zh) | 可展格栅支撑折叠肋式天线反射器 | |
| CN113258249B (zh) | 一种在轨超大型可展开空间结构系统 | |
| CN115832665A (zh) | 一种星载大型控速展开构架天线 | |
| Zheng et al. | A novel space large deployable paraboloid structure with power and communication integration | |
| Archer et al. | Antenna technology for QUASAT application | |
| Davis et al. | Mechanical development of antenna systems |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |