CN1249548A - 塑性可变形的宇宙飞船天线反射器 - Google Patents

塑性可变形的宇宙飞船天线反射器 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一个宇宙飞船天线反射器(1),该反射器(1)以可折叠变形的方式制成并且能至少部分地在它自身的弹性作用下从折叠状态转变成展开状态。本发明中,这个反射器较明显之处在于,在所述反射器(1)内至少包括一折叠线(2,3),通常该折叠线的方向至少大致与所述外壳的轴线(X－X)平行并且所述反射器(1)在它周围被折叠成折叠状态。

Description

塑性可变形的宇宙飞船天线反射器
本发明涉及一种用于诸如人造卫星或太空探测器之类的宇宙飞行器的塑性可变形的天线反射器。
众所周知，如天线、太阳能电池板等这样的与宇宙飞船相关的设备部件必须要能够折叠以便能够安装在运载火箭(火箭、航天飞机)内并且要能够在所述的运载火箭弃掉之后展开，以便固定在它们工作的形状。
此外，人们还知道，像这样的设备已经以它是可以塑性变形的方式生产出来，这种设备由此可以固定在展开状态或塑性变形的折叠状态。下面通过举例方法叙述：
美国专利US-A-3 521 290，描述了一种具有刚性中心底座的单片塑性可变形材料的天线反射器，该底座和与所述的反射器的凸状正面为一整体并且与所述的中心底座塑性连接的许多放射形筋条相连。由此，所述反射器可以固定在折叠成郁金香状的状态，不会冒引起所述反射器永久变形的危险，并且从折叠状态转变到凹圆盘形的展开状态可由在天线结构的折叠过程中储存的弹性能量完成。为了能够在压力下将所述的反射器和所述的放射形筋条固定在折叠状态，该反射器设有可控制的固定装置，该固定装置包括一个具有许多信号栓的带子，围绕着所述折叠的反射器而且安置在与所述中心底座相对的一边；
美国专利US-A4 133 501，描述了一种宇宙飞船的太阳能电池板，由单个塑性可变形片制成，便于或固定在压力下弯曲的折叠状态，为此太阳能电池板与所述的宇宙飞船的凸状外表面相匹配，或固定在不接触所述外表面的平板形的展开状态，从弯曲的折叠状态到平板形的展开状态的转变归于所述太阳能电池板的弹性释放，在弯曲的折叠状态，太阳能电池板由一些栓固定靠在所述的宇宙飞船的外表面上，由这个表面支撑；
美国专利US-A-4 926 181，描述了一种塑性可变形材料的单片天线反射器，其能够被卷成圆筒形并且利用夹具保持这个形状。底部易弯曲结构可以被展开，以便作为一个支撑，在这一支撑上的所述反射器可以打开并且在它的弹性释放作用下固定在它的展开的工作形状；
美国专利US-A-5 644 322，描述了一种包括一个大表面中心刚性底座，由一个外围截头圆锥体环包围的，由弹性可变形材料制成的天线反射器，这个在先文件进一步表明，这是很常见的，为了发射宇宙飞船，要将它装在细长的外壳内，如圆筒—圆锥体形构成，例如，顶部为前端圆锥体(nosecone)的运载火箭，所述宇宙飞船的天线或多个天线反射器被安置在后者主体的侧面，在所述主体与所述外壳之间围成的外围空间内。因此，由于这种结构，使得在圆筒—圆锥形外壳内的反射器的尺寸可由所述外围环的临时塑性变形略微减少，然后所述反射器固定在这个形状，至少近似一个碗侧面地围着所述的宇宙飞船主体。该反射器由一个带子保持这个碗形，带子的松开由电控制并且它在所述底座的中心位置围绕着所述主体和所述反射器，这个带子将所述的塑性可变形的环朝向所述主体折叠，在所述环的径向的两个相反的点上施加压力。在发射到太空之后，通过移动所述带子及所述外围环的弹性返回到它的释放的、稳定的展开状态，所述反射器由此能够继续它的工作状态。很容易理解，在这种装置里，通过与展开状态对比，减少在折叠状态下的反射器的尺寸是有限的。这是因为，由于所述刚性中心底座的直径大，反射器的侧面压缩仅能作用在外围环，这样侧面尺寸的减少相对较少。此外，人们将注意到，在折叠状态下，专利US-A-5 644 322的反射器不能结实固定，这是由于在发射期间产生的振动导致的。这将导致所述反射器的动平衡困难和减振困难，甚至危害反射器或它周围的物体；
美国专利US-A-5 574 472和专利EP-A-0 534 110描述了一种塑性可变形材料的单片天线反射器，利用安置在所述反射器外围两个径向相反的点之间的可控制的易松的张力链，反射器能固定在具有圆形部分的碗形折叠状态。人们将注意到，在这个被折叠成碗形的状态，由于它的相对刚性，反射器不能象它应该的那样尽量跟随所述主体的侧面轮廓。因此导致折叠状态下的反射器的尺寸不能被优化。此外，人们将注意到，张力链在将宇宙飞船主体安置在折叠状态下反射器的凹进去的空间内时设立了障碍，或至少是一种防碍，并且所述反射器以单片形式的生产，即不允许精确控制折叠状态下反射器的形状，也不允许优化宇宙飞船主体的外围。
本发明的目的是改善这些缺陷，并且在最佳控制折叠状态下的反射器的形状和振动时，将允许所述天线反射器尽可能地包围所述宇宙飞船的主体，由此减少所述反射器的外围尺寸。
为达到的这个目，本发明宇宙飞船天线反射器必须沿轴线放置在细长形外壳内，即用这种方法，将所述的反射器安装在宇宙飞船主体的侧面，在所述主体与所述外壳之间围成的外围空间内，所述反射器以这样的方法塑性变形的，即：
-在所述外壳的外部，所述反射器可固定在稳定的、没有弹性压力的展开状态，与其工作形状一致；
-在所述外壳的内部，所述反射器，通过绕着所述外壳的轴弹性折叠，可以固定在允许它侧面包围所述主体的折叠状态，所述反射器通过一些可控制的固定装置固定在这个折叠状态；
-所述反射器由折叠状态到展开状态的转变至少部分地释放了所述反射器在从展开状态到折叠状态弹性折叠时所储存的能量。
很明显所述反射器包括至少一条折叠线，通常该折叠线的方向至少大致与所述外壳的轴线方向平行并且在它周围所述反射器被折叠成折叠状态。
此外，根据本发明的另一重要特征，本发明备有将所述反射器固定在所述宇宙飞船主体上的一些可控制的固定装置。
显而易见，本发明解决了上面提到的外围尺寸和振动问题。通过所述折叠线或一些折叠线，可以得到允许所述反射器与所述主体的侧面轮廓尽可能地相匹配的折叠尖角(尤其是如果后者象通常那样为直角平行六面体)，同时所述的可控制的固定装置极大地消除了所述反射器的一些特有的振动。此外人们将注意到所述折叠线增加了该反射器的硬度，并参与了减少所述的那些振动。
与上面重申的现有技术相比，将看到如下：
-本发明的第一特征在于将所述塑性可变形反射器制成至少是由折叠线连接的两个部位，使其能够：
增加所述外壳内的调节容量；
通过在有限的折叠区域内集中塑性变形的主要部件，更好地控制反射器在折叠状态下的形状。；
-本发明的第二特征在于将所述反射器以折叠状态固定在所述宇宙飞船主体上，使其能够：
更好地控制所述反射器在折叠状态下的振动；
更好地控制所述反射器在折叠状态下的形状；
利用公知的用于其它方面的固定机构。
尤其是当所述宇宙飞船的主体是直角平行六面体形状时，将有利于所述天线反射器包括两个折叠线，划分中间部位和两边部位，因此，在所述反射器的折叠状态，所述中间部位适于依靠在所述宇宙飞船主体的一面，同时反射器的每个侧面部位可被折叠靠在相邻的所述主体的侧面，主体的上、下面完全自由。
更有利的是，每个折叠线包括，例如一条反射器的厚度较薄的线，当所述反射器在这条线周围被折叠时，储存足够的弹性能量使所述反射器在它被释放时，能自发地从它的折叠状态到展开状态。另一方面，在当每一个折叠线没有或几乎没有足够的弹性来打开所述的反射器并且确保它返回到它的工作状态时，可提供辅助的弹性装置，例如拉簧类，使所述的反射器从它的折叠状态转变到它的展开状态。
附图的各图形将有助于更好的理解本发明是如何被制造的。在这些图形中，相同参数指定相同部件。
图1是本发明天线反射器展开状态实施例的后透视图。
图2以图解方式显示了图1中反射器围绕人造卫星安置在火箭前端圆锥体下。
图3A和图3B，显示了一个将图2中的反射器沿着图2中侧面图形的III-III线固定在所述人造卫星主体上的装置，分别在锁住和开启状态。
图4在火箭前端圆锥体下的反射器的一种不同的安装。
图5以图解方式显示了围绕人造卫星安装的本发明反射器的另一个的实施例。
由图1、图2中图示的本发明的天线反射器1，展示了至少近似于凹盘并具有两条折叠线2和3的形状。这些折叠线平行并且它们在所述天线反射器1上划分为中间部位1A和两个侧面部位1B和1C。
这个反射器1由弹性可变形材料制成，例如一种碳纤维织物，所述折叠线2和3可由所述反射器的厚度较薄的线形成。如果合适，在所述反射器1的凸状后面，在所述折叠线2和3的外部，安置一些加强杆(图中未显示)。
在这个反射器1的中心有一个刚性底座4，连接在后侧上，即在所述反射器的凸侧上，刚性底座4用于连接杆5，该杆5与底座4相反的一端用于与宇宙飞船的主体相连，该连接方法为公知的并且没有描述。在图1中所描述的实施例里，连接杆5与折叠线2和3平行。
因此，如图2所示，反射器1能够在围绕着在折叠线2和3的区域内弯曲不连续的宇宙飞船主体6的折叠状态固定。在这个折叠状态，中间部位1A和两侧部位1B和1C分别被用于靠在所述主体6的两两相邻的三个连续的侧面。
如图2中的图解说明，反射器1可以安置在细长的具有纵向轴X-X的外壳7内，例如太空发射器的前端圆锥体，反射器1以将它的折叠线2和3平行于所述的X-X轴的方式安装在宇宙飞船主体6和所述外壳7之间围成的外周侧空间8。如通常一样(图2中看不到，但图4中可以看到)，反射器1利用杆5与宇宙飞船主体6相连，杆5与所述主体的底部连接。
此外，在图2中的存放位置里，反射器1还被与宇宙飞船主体6连为一体的信号栓9穿过反射器两侧部位1B和1C上的小孔10所固定(见图3A)。
因此在宇宙飞船发射期间，反射器1位于前端圆锥体7内，如图2所描述的，固定地保持在它在折叠线2和3附近折叠的形状。在所述的前端圆锥体7被弃掉，并且宇宙飞船被抛出后，信号栓9被触发并且将反射器的1B和1C部位从宇宙飞船主体6上释放(见图3B)。接着，反射器1释放以便固定在如图1中所示的展开状态，杆5倾斜(以公知的方法，图中未显示)以使所述的反射器离开宇宙飞船主体6。
当反射器围绕宇宙飞船主体6折叠时，有利于每条折叠线2和3储存足够的弹性能量，使所述的反射器在从信号栓9释放后，自发地从它的折叠状态(图2)转变到它的展开状态(图1)。
在储存于折叠线1和2内的弹性能量不充足时，须要提供辅助弹性装置11帮助展开所述的反射器。这种辅助弹性装置11可包括拉簧，其作用方向与在折叠线1和2附近折叠的方向相反。
图4中描述围绕宇宙飞船主体6置放了两个反射器1，分别由1.1和1.2表示，这两个反射器1.1和1.2就所述的主体6彼此相对，其中一个的侧面部位1B与另一个的侧面部位1C相结合。
在图5中的另一个实施例里，反射器1在它的侧面部位1B和1C上显示了用于固定到主体上的向外延伸12。在所有具有两个相对的反射器的实施例里(如图4所示)，它具有将反射器固定的力量并可以将一个反射器固定在另一个反射器上。

Claims (6)

1、一种宇宙飞船天线反射器(1)，该反射器(1)沿着X-X轴线以位于所述宇宙飞船主体(6)侧面安装的方式安装在一个细长的外壳(7)内，在所述主体(6)与所述外壳(7)之间围成的外围空间(8)内，所述反射器以这样一种方法塑性变形，即：
-在所述外壳(7)的外部，所述反射器(1)可固定成稳定的、没有弹性压力的展开状态，与其工作状态一致；
-在所述外壳(7)内部，所述反射器，通过绕着所述外壳的轴(X-X)弹性折叠，可以固定在允许它侧面包围所述主体(6)的折叠状态，所述反射器通过一些可控制的固定装置(9)固定在这个折叠状态。
-所述反射器由折叠状态到展开状态的转变至少部分地释放了所述反射器在从展开状态到折叠状态弹性折叠时所储存的能量。
在所述反射器(1)内至少包括一折叠线(2，3)，通常该折叠线的方向至少大致与所述外壳的轴线(X-X)方向平行并且在它周围所述反射器(1)被折叠成折叠状态。
2、根据权利要求1所述的天线反射器，其特征在于：包括两条平行的折叠线(2、3)，划分中间部位(1A)和两边部位(1B，1C)。
3、根据权利要求1所述的天线反射器，其特征在于：当所述的反射器(1)在折叠线周围被折叠时，在每条折叠线(2，3)内储存足够的弹性能量，使所述反射器(1)在它被释放时，能自发地从它的折叠状态到展开状态。
4、根据权利要求1所述的天线反射器，其特征在于：辅助弹性装置(11)与每条折叠线(2，3)联合，使所述的反射器(1)从它的折叠状态转变到它的展开状态。
5、根据权利要求1所述的天线反射器，其特征在于：所述的可控制固定装置(9)将所述反射器(1)固定在所述宇宙飞船主体(6)上。
6、根据权利要求1所述的天线反射器，其特征在于：所述反射器(1)的至少一个侧面部位(1B)包括一个向外的固定用的延伸(12)。
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