RU193953U1

RU193953U1 - TRANSFORMABLE FRAME

Info

Publication number: RU193953U1
Application number: RU2019122361U
Authority: RU
Inventors: Валентин Илдарович Халиулин; Елена Марковна Герштейн; Вячеслав Васильевич Савицкий
Priority date: 2019-07-12
Filing date: 2019-07-12
Publication date: 2019-11-21

Abstract

Полезная модель относится к трансформируемым элементам конструкций космических аппаратов, в частности к каркасам солнечных батарей и антенн.Трансформируемый каркас состоит из секций 1-4, соединенных между собой шарнирами 5 и прикрепленных к корпусу космического аппарата. Секции 1-4 имеют форму параллелограммов четырех видов, при этом секции видов 7 и 2 и видов 3 и 4 попарно имеют равные длинные стороны, а видов 1 и 3 и видов 2 и 4 - равные короткие стороны, и шарнирно соединены одинаковыми сторонами таким образом, что по всем сторонам образуется складчатая структура типа «чешуйчатого» z-гофра, имеющего в развернутом состоянии плоскую поверхность, а в сжатом состоянии представляющего собой плоский блок, состоящий из секций с малым углом их наклона к горизонтальной поверхности, а упругие шарниры 5 имеют форму скобы с двумя фиксированными положениями, соответствующими компактному и развернутому положению каркаса и выполняют роль механизмов развертывания.Предлагаемый трансформируемый каркас имеет повышенную компактность при выведении на орбиту в силу того, что его конструкция является складчатой структурой. При раскрытии предлагаемого каркаса из компактного положения в рабочее динамическое влияние процесса раскрытия на точность стабилизации космического аппарата является минимальным. Трансформируемый каркас имеет высокое массовое совершенство и упрощенный механизм развертывания благодаря простым по конструкции упругим шарнирам, которые выполняют роль механизмов развертывания, и исключению электро/пневмо/механических приводов. 3 ил.The utility model relates to transformable structural elements of spacecraft, in particular to the frames of solar panels and antennas. The transformable frame consists of sections 1-4, interconnected by hinges 5 and attached to the hull of the spacecraft. Sections 1-4 are in the form of parallelograms of four types, while sections of types 7 and 2 and types 3 and 4 have equal long sides in pairs, and types 1 and 3 and types 2 and 4 have equal short sides, and are pivotally connected by identical sides in this way so that on all sides a folded structure of the “scaly” z-corrugation type is formed, which has a flat surface in the unfolded state, and in the compressed state it is a flat block consisting of sections with a small angle of inclination to the horizontal surface, and the elastic hinges 5 have the form staples with vumya fixed positions corresponding to the compact and deployed position frame and serve as mechanisms razvertyvaniya.Predlagaemy transformable frame has an increased compactness during injection orbit due to the fact that its design is a folded structure. When opening the proposed frame from a compact position to a working dynamic effect of the disclosure process on the accuracy of stabilization of the spacecraft is minimal. The transformable frame has a high mass perfection and a simplified deployment mechanism due to the simple construction of elastic joints that act as deployment mechanisms and the exclusion of electro / pneumatic / mechanical drives. 3 ill.

Description

Полезная модель относится к трансформируемым элементам конструкций космических аппаратов, в частности к каркасам солнечных батарей и антенн.The utility model relates to transformable structural elements of spacecraft, in particular to the frames of solar panels and antennas.

Известна саморазворачивающаяся солнечная батарея (патент США 3690080 Solar array with self-erecting, self-rigidizing roll-up sheets, опубл. 12 сентября 1972).A self-expanding solar battery is known (US patent 3690080 Solar array with self-erecting, self-rigidizing roll-up sheets, publ. September 12, 1972).

Данная панель состоит из отдельных секций, соединенных между собой шарнирами, которые удерживают панель в сложенном состоянии в процессе транспортировки и разворачивают в плоскость. Разворачивание конструкции осуществляется за счет гибких элементов, которые закреплены на ребрах отдельных элементов и находятся в плоском состоянии, когда панель находится в сложенном состоянии. По мере разворачиваниия за счет энергии упругости гибкие элементы скручиваются в трубчатые балки и обеспечивают таким образом жесткость солнечной батареи в конечном развернутом состоянии.This panel consists of separate sections interconnected by hinges that hold the panel in a folded state during transportation and unfold in a plane. The deployment of the structure is carried out due to the flexible elements that are fixed on the edges of the individual elements and are in a flat state when the panel is in a folded state. As they unfold due to the energy of elasticity, the flexible elements are twisted into tubular beams and thus provide the rigidity of the solar battery in its final deployed state.

Недостатком такой конструкции является низкая компактность в сложенном состоянии, сложный механизм развертывания, имеющий большой вес.The disadvantage of this design is the low compactness in the folded state, a complex deployment mechanism with a large weight.

Известна солнечная батарея (патент США 5487791 Stowable and self-deployable parallelogram-type panel array, опубл. 30 января 1996 г.).A known solar battery (US patent 5487791 Stowable and self-deployable parallelogram-type panel array, publ. January 30, 1996).

Панель данной батареи состоит из двух рядов секций, имеющих прямоугольную форму и соединенных между собой шарнирами. Каждый ряд при трансформировании имеет форму линейного гофра с меняющейся амплитудой. Между собой ряды секций находятся в противофазе, соединены по узлам с образованием пантографа. Данная батарея крепится к космическому аппарату и в сложенном состоянии имеет форму блока. Шарниры, расположенные между панелями, имеют привод, за счет которого осуществляется разворачивание конструкции в космосе и который может быть реализован, например, в виде скрученной пружины.The panel of this battery consists of two rows of sections having a rectangular shape and interconnected by hinges. Each row during transformation has the form of a linear corrugation with a varying amplitude. Between each other, the rows of sections are in antiphase, connected by nodes with the formation of a pantograph. This battery is attached to the spacecraft and in the folded state has the form of a block. The hinges located between the panels have a drive, due to which the structure is deployed in space and which can be implemented, for example, in the form of a twisted spring.

Недостатками данной конструкции являются низкая компактность панелей солнечной батареи в сложенном состоянии, а также большое количество структурных элементов механизма, развертывания и, как следствие, увеличение общей массы конструкции и снижение ее надежности.The disadvantages of this design are the low compactness of the solar panels in the folded state, as well as a large number of structural elements of the mechanism, deployment and, as a result, an increase in the total mass of the structure and a decrease in its reliability.

Известна конструкция солнечной батареи, установленной на космическом аппарате «Экспресс-1000» (Спутниковая платформа «Экспресс-1000». Учебное пособие / под ред. В.А. Бабука, Н.А. Тестоедова, Санкт-Петербург, 2015).The known design of the solar battery installed on the Express-1000 spacecraft (Express-1000 satellite platform. Textbook / edited by V. A. Babuk, N. A. Testoedov, St. Petersburg, 2015).

Ее каркас состоит из двух прямоугольных секций, шарнирно соединенных между собой с возможностью складывания.Its frame consists of two rectangular sections pivotally connected to each other with the possibility of folding.

Недостатком данной конструкции является низкая компактность в сложенном состоянии, т.к. сложенный пакет по своим габаритам не может быть меньше размеров в плане одной секции; кроме этого, такие каркасы при раскрытии оказывают существенное вредное динамической влияние на стабилизацию космического аппарата.The disadvantage of this design is the low compactness when folded, because the folded bag in its dimensions cannot be smaller than the dimensions in terms of one section; in addition, such frameworks during disclosure have a significant harmful dynamic effect on the stabilization of the spacecraft.

Известен каркас солнечной батареи (Крылов А.В., Чурилин С.А. Моделирование раскрытия солнечных батарей различных конфигураций. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. «Машиностроение», 2011, №1. С. 106-112).A well-known frame of the solar battery (Krylov A.V., Churilin S.A. Modeling of the disclosure of solar panels of various configurations. Bulletin of MSTU named after NE Bauman. Ser. "Engineering", 2011, No. 1. P. 106-112) .

Данный каркас состоит из прямоугольных секций, шарнирно соединенных между собой по боковым кромкам с возможностью складывания, имеющий конфигурацию топологического дерева с дополнительными боковыми секциями и снабженный системой тросовой синхронизации.This frame consists of rectangular sections pivotally interconnected along the lateral edges with the possibility of folding, having the configuration of a topological tree with additional side sections and equipped with a cable synchronization system.

Недостатком является низкая компактность конструкции, сложная система синхронизации раскрытия и снижения динамического влияния на точность стабилизации космического аппарата.The disadvantage is the low compactness of the design, a complex system for synchronizing the opening and reducing the dynamic effect on the accuracy of stabilization of the spacecraft.

Известен каркас солнечной батареи (Патент RU 2247683 С1 «Модульная конструкция космического аппарата», авторов Медведева А.А., Недайводы А.К., Радугина И.С.и др., опубл. 10.03.2005, бюл. №7), состоящий из прямоугольных секций, шарнирно связанных между собой по кромкам с возможностью складываться с пониженным вредным динамическим влиянием на точность стабилизации космического аппарата за счет повышенной жесткости их конструкции и использования привода раскрытия солнечных батарей с устройством динамической разгрузки или пологим законом нарастания управляющего момента.A well-known frame of the solar battery (Patent RU 2247683 C1 "Modular design of the spacecraft", the authors Medvedev AA, Nedivody AK, Radugina IS and others, publ. 10.03.2005, bull. No. 7), consisting of rectangular sections hinged together along the edges with the possibility of folding with reduced harmful dynamic effects on the stabilization accuracy of the spacecraft due to the increased rigidity of their design and the use of a solar cell opening drive with a dynamic unloading device or a gentle law of increase in ravlyaetsya moment.

Недостатком данной конструкции являются низкая компактность солнечной батареи в сложенном состоянии при выведении на орбиту, сложность и большой вес привода раскрытия с устройством динамической разгрузки для повышения точности стабилизации космического аппарата.The disadvantage of this design is the low compactness of the solar battery when folded into orbit, the complexity and high weight of the disclosure drive with a dynamic unloading device to improve the accuracy of stabilization of the spacecraft.

Данная конструкция принята за прототип.This design is taken as a prototype.

Проблема заключается в необходимости разработки конструкции с максимальной компактностью, весовой эффективностью и минимальным вредным динамическим воздействием раскрытия на точность стабилизации космического аппарата.The problem is the need to develop designs with maximum compactness, weight efficiency and minimal harmful dynamic effects of the disclosure on the accuracy of stabilization of the spacecraft.

Технический результат, на достижение которого направлена заявляемая полезная модель, заключается в повышении компактности в сложенном виде при выведении на орбиту при силовом корпусе космического аппарата призматической формы, упрощении механизма развертывания и кинематики развертывания солнечной батареи с исключением электромеханических, электрических, пневмогидравлических приводов, а также снижении динамического влияния процесса раскрытия каркаса на точность стабилизации космического аппарата.The technical result, which is achieved by the claimed utility model, is to increase compactness when folded when it is put into orbit under the power case of a prismatic-shaped spacecraft, to simplify the deployment mechanism and deployment kinematics of a solar battery with the exception of electromechanical, electrical, pneumohydraulic drives, as well as reduce dynamic influence of the process of opening the frame on the accuracy of stabilization of the spacecraft.

Технический результат достигается тем, что в трансформируемом каркасе солнечной батареи, состоящем из плоских секций, соединенных между собой шарнирами, и механизмов развертывания каркаса, новым является то, что секции имеют форму параллелограммов четырех видов, из которых первого и второго вида и третьего и четвертого вида попарно имеют равные длинные стороны, а первого и третьего вида и второго и четвертого вида- равные короткие стороны и шарнирно соединены одинаковыми сторонами с образованием складчатой структуры типа «чешуйчатого» z-гофра, имеющего в развернутом состоянии плоскую поверхность, а в сжатом состоянии представляющего собой плоский блок, состоящий из секций с малым углом их наклона к горизонтальной поверхности, а шарниры имеют форму скобы с двумя фиксированными положениями, соответствующими компактному и развернутому состоянию каркаса, и выполняют роль механизмов развертывания.The technical result is achieved by the fact that in the transformable frame of the solar battery, consisting of flat sections interconnected by hinges, and the deployment mechanisms of the frame, it is new that the sections have the form of parallelograms of four types, of which the first and second types and the third and fourth types they have equal long sides in pairs, and the first and third species and the second and fourth species have equal short sides and are pivotally connected by the same sides to form a “scaly” folded structure z-corrugation having a flat surface in the unfolded state, and in the compressed state representing a flat block consisting of sections with a small angle of inclination to the horizontal surface, and the hinges are in the form of a bracket with two fixed positions corresponding to the compact and unfolded state of the frame, and play the role of deployment mechanisms.

Сущность полезной модели показана на Фиг. 1-3.The essence of the utility model is shown in FIG. 1-3.

Здесь: Фиг. 1, поз. 1-4 - секции каркаса, имеющие форму параллелограммов; 5 - упругие шарниры; Фиг. 1, а - разметка, соответствующая складчатой структуре типа «чешуйчатый» z-гофр; Фиг. 1, б - упругий шарнир: А - в сложенном состоянии, Б - в развернутом состоянии; Фиг. 1, е - трансформирование «чешуйчатого» z-гофра; Фиг. 2 - корпус космического аппарата с трансформируемым каркасом на этапах его развертывания, где а - верхний и нижний каркасы в собранном транспортном положении, б - разворот каркасов на 180° перед раскрытием, в-д - процесс раскрытия верхнего каркаса (нижний условно не показан), е - каркас в раскрытом положении; 6 - верхний каркас; 7 - узел крепления каркаса к корпусу; 8 - корпус космического аппарата; Фиг. 3 - изменение угла наклона большей грани каркаса и высоты блока в процессе трансформирования-раскрытия: а - угол наклона большей грани каркаса; h - высота блока.Here: FIG. 1, pos. 1-4 - sections of the frame in the form of parallelograms; 5 - elastic hinges; FIG. 1a - marking corresponding to a folded structure of the “scaly” z-corrugation type; FIG. 1, b - elastic hinge: A - in the folded state, B - in the unfolded state; FIG. 1, f - transformation of a “scaly” z-corrugation; FIG. 2 - a spacecraft body with a transformable carcass at the stages of its deployment, where a is the upper and lower carcasses in the assembled transport position, b - the carcass is rotated 180 ° before opening, c-e is the process of opening the upper carcass (the lower one is not shown conditionally), e - frame in the open position; 6 - the upper frame; 7 - node mounting the frame to the housing; 8 - spacecraft body; FIG. 3 - change in the angle of inclination of the larger face of the frame and the height of the block in the process of transformation-disclosure: a - angle of inclination of the larger face of the frame; h is the height of the block.

Трансформируемый каркас (Фиг. 1) состоит из секций 1-4, соединенных между собой шарнирами 5 и прикрепленных к корпусу космического аппарата. Секции 1-4 имеют форму параллелограммов четырех видов, при этом секции видов 7 и 2 и видов 3 и 4 попарно имеют равные длинные стороны, а видов 1 и 3 и видов 2 и 4 - равные короткие стороны, и шарнирно соединены одинаковыми сторонами таким образом, что по всем сторонам образуется складчатая структура типа «чешуйчатого» z-гофра, имеющего в развернутом состоянии плоскую поверхность, а в сжатом состоянии представляющего собой плоский блок, состоящий из секций с малым углом их наклона к горизонтальной поверхности, а упругие шарниры 5 имеют форму скобы с двумя фиксированными положениями, соответствующими компактному и развернутому положению каркаса (виды А и Б соответственно) и выполняют роль механизмов развертывания.Transformable frame (Fig. 1) consists of sections 1-4, interconnected by hinges 5 and attached to the hull of the spacecraft. Sections 1-4 are in the form of parallelograms of four types, while sections of types 7 and 2 and types 3 and 4 have equal long sides in pairs, and types 1 and 3 and types 2 and 4 have equal short sides, and are pivotally connected by identical sides in such a way that on all sides a folded structure of the “scaly” z-corrugation type is formed, which has a flat surface in the expanded state, and in the compressed state it is a flat block consisting of sections with a small angle of inclination to the horizontal surface, and the elastic hinges 5 have the form staples with vumya fixed positions corresponding to the compact frame and a deployed position (types A and B respectively) and act as deployment mechanisms.

Секции каркаса в форме параллелограммов могут быть выполнены как сэндвич-панели с сотовым заполнителем, рамы с натянутыми по площади струнами. Крепление каркаса к корпусу космического аппарата должно включать моментные узлы, один из которых должен быть фиксированным, а остальные узлы должны обеспечивать скольжение элементов каркаса вдоль направляющей на его боковой поверхности, чтобы была возможность реализации трансформирования складчатой структуры в двух направлениях, в том числе вдоль оси корпуса.Sections of the frame in the form of parallelograms can be performed as sandwich panels with honeycomb core, frames with strings stretched over the area. The frame fastening to the spacecraft body should include moment nodes, one of which should be fixed, and the remaining nodes should ensure sliding of the frame elements along the guide on its side surface, so that it is possible to transform the folded structure in two directions, including along the axis of the body .

Само раскрытие каркаса реализуется за счет упругих сил, накопленных в упругих шарнирах, объединяющих секции в каркас. Процесс изменения угла наклона большей грани каркаса и высоты блока в процессе трансформирования-раскрытия представлен на Фиг. 3.The opening of the frame itself is realized due to the elastic forces accumulated in the elastic hinges uniting the sections into the frame. The process of changing the angle of inclination of the larger face of the frame and the height of the block during the transformation-disclosure process is shown in FIG. 3.

Предлагаемый трансформируемый каркас имеет повышенную компактность при выведении на орбиту в силу того, что его конструкция является складчатой структурой типа «чешуйчатого» z-гофра, а значит, при складывании из развернутого положения в компактное размеры каркаса сокращаются сразу в двух направлениях: перпендикулярно оси космического аппарата и вдоль оси космического аппарата. Каркас принимает плоскую форму, что обеспечивает плотное прилегание к силовому корпусу космического аппарата. В существующих прототипах размеры сокращаются только в перпендикулярном к оси космического аппарата направлении, а вдоль оси остаются прежними.The proposed transformable carcass has increased compactness when it is put into orbit due to the fact that its structure is a folded structure of the “scaly” z-corrugation type, which means that when folded from the deployed position to the compact dimensions of the carcass are reduced immediately in two directions: perpendicular to the axis of the spacecraft and along the axis of the spacecraft. The frame takes a flat shape, which provides a snug fit to the power body of the spacecraft. In existing prototypes, dimensions are reduced only in the direction perpendicular to the axis of the spacecraft, and along the axis remain the same.

При раскрытии предлагаемого каркаса из компактного положения в рабочее развернутое динамическое влияние процесса раскрытия на точность стабилизации космического аппарата является минимальным. В отличие от прототипов складчатая структура типа «чешуйчатого» зигзагообразного гофра в любом промежуточном положении трансформирования является статически стабильной, т.е. все моменты от упругих шарниров уравновешены относительно срединной поверхности каркаса, а силы раскрытия сводятся в одну срединную плоскость каркаса. Таким образом, ускорение и само движение раскрытия происходят только в срединной плоскости каркаса и уравновешиваются таким же движением трансформируемого каркаса, расположенного с симметрично противоположной стороны корпуса.When opening the proposed frame from a compact position to a working detailed dynamic effect of the disclosure process on the stabilization accuracy of the spacecraft is minimal. Unlike prototypes, the folded structure of the “scaly” zigzag corrugation type is statically stable in any intermediate transformation position, i.e. all moments from the elastic joints are balanced relative to the median surface of the carcass, and the opening forces are reduced to one median plane of the carcass. Thus, the acceleration and the opening movement itself occur only in the median plane of the frame and are balanced by the same movement of the transformable frame located on the symmetrically opposite side of the body.

Таким образом, предложен трансформируемый каркас, имеющий высокое массовое совершенство и упрощенный механизм развертывания за счет простых по конструкции упругих шарниров с исключением электро-пневмо-механических приводов, обеспечивающий компактность и минимальное динамическое влияние процесса раскрытия на точность стабилизации космического аппарата.Thus, a transformable frame is proposed, which has high mass perfection and a simplified deployment mechanism due to elastic joints that are simple in design with the exception of electro-pneumatic-mechanical drives, which provides a compact and minimal dynamic effect of the opening process on the accuracy of stabilization of the spacecraft.

Claims

Transformable solar cell frame, consisting of flat sections interconnected by hinges, characterized in that the sections are in the form of parallelograms of four types, of which the first and second types and the third and fourth types have equal long sides in pairs, and the first and third types and second and the fourth type — equal short sides, and pivotally connected by the same sides to form a folded structure of the “scaly” z-corrugation type, having a flat surface in the expanded state and in a compressed state and which is a flat block consisting of sections with a small angle of inclination to a horizontal surface, and the hinges have the shape of a bracket with two fixed positions corresponding to the compact and expanded state of the frame, and act as deployment mechanisms.