RU2158702C2 - Передача для перемещения снабженных солнечными элементами панелей на космическом аппарате - Google Patents

Передача для перемещения снабженных солнечными элементами панелей на космическом аппарате Download PDF

Info

Publication number
RU2158702C2
RU2158702C2 RU98113150/28A RU98113150A RU2158702C2 RU 2158702 C2 RU2158702 C2 RU 2158702C2 RU 98113150/28 A RU98113150/28 A RU 98113150/28A RU 98113150 A RU98113150 A RU 98113150A RU 2158702 C2 RU2158702 C2 RU 2158702C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wire rope
panels
transmission according
plastic sheath
length
Prior art date
Application number
RU98113150/28A
Other languages
English (en)
Other versions
RU98113150A (ru
Inventor
МОЙРЕР Рене (DE)
Мойрер Рене
ГИТЛЬ Альберт (DE)
Гитль Альберт
РАЙНДЛЬ Маркус (DE)
Райндль Маркус
Original Assignee
Даймлер Крайслер Аг
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 Даймлер Крайслер Аг filed Critical Даймлер Крайслер Аг
Publication of RU98113150A publication Critical patent/RU98113150A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2158702C2 publication Critical patent/RU2158702C2/ru

Links

Images

Classifications

    • D—TEXTILES; PAPER
    • D07—ROPES; CABLES OTHER THAN ELECTRIC
    • D07B—ROPES OR CABLES IN GENERAL
    • D07B1/00—Constructional features of ropes or cables
    • D07B1/16—Ropes or cables with an enveloping sheathing or inlays of rubber or plastics
    • D07B1/162—Ropes or cables with an enveloping sheathing or inlays of rubber or plastics characterised by a plastic or rubber enveloping sheathing
    • 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
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02S—GENERATION OF ELECTRIC POWER BY CONVERSION OF INFRARED RADIATION, VISIBLE LIGHT OR ULTRAVIOLET LIGHT, e.g. USING PHOTOVOLTAIC [PV] MODULES
    • H02S30/00—Structural details of PV modules other than those related to light conversion
    • H02S30/20—Collapsible or foldable PV modules
    • D—TEXTILES; PAPER
    • D07—ROPES; CABLES OTHER THAN ELECTRIC
    • D07B—ROPES OR CABLES IN GENERAL
    • D07B2501/00—Application field
    • D07B2501/20—Application field related to ropes or cables
    • D07B2501/2076—Power transmissions
    • E—FIXED CONSTRUCTIONS
    • E05—LOCKS; KEYS; WINDOW OR DOOR FITTINGS; SAFES
    • E05Y—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES E05D AND E05F, RELATING TO CONSTRUCTION ELEMENTS, ELECTRIC CONTROL, POWER SUPPLY, POWER SIGNAL OR TRANSMISSION, USER INTERFACES, MOUNTING OR COUPLING, DETAILS, ACCESSORIES, AUXILIARY OPERATIONS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR, APPLICATION THEREOF
    • E05Y2201/00—Constructional elements; Accessories therefor
    • E05Y2201/60—Suspension or transmission members; Accessories therefor
    • E05Y2201/606—Accessories therefor
    • E05Y2201/62—Synchronisation of suspension or transmission members
    • E—FIXED CONSTRUCTIONS
    • E05—LOCKS; KEYS; WINDOW OR DOOR FITTINGS; SAFES
    • E05Y—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES E05D AND E05F, RELATING TO CONSTRUCTION ELEMENTS, ELECTRIC CONTROL, POWER SUPPLY, POWER SIGNAL OR TRANSMISSION, USER INTERFACES, MOUNTING OR COUPLING, DETAILS, ACCESSORIES, AUXILIARY OPERATIONS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR, APPLICATION THEREOF
    • E05Y2201/00—Constructional elements; Accessories therefor
    • E05Y2201/60—Suspension or transmission members; Accessories therefor
    • E05Y2201/622—Suspension or transmission members elements
    • E05Y2201/644—Flexible elongated pulling elements
    • E05Y2201/654—Cables
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/50—Photovoltaic [PV] energy
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S136/00—Batteries: thermoelectric and photoelectric
    • Y10S136/291—Applications
    • Y10S136/292—Space - satellite

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Photovoltaic Devices (AREA)
  • Ropes Or Cables (AREA)

Abstract

Изобретение относится к космической технике, в частности к тросовой передаче привода раскрытия панелей солнечных батарей космического аппарата. Согласно изобретению передача используется для гармоникообразно сложенных, шарнирно сочлененных панелей. Установленные в сочленениях шкивы охвачены бесконечным проволочным тросом. За пределами зоны шкивов трос снабжен жестко соединенной с ним пластиковой оболочкой. Изобретение обеспечивает согласование температурных изменений длины панелей и указанного троса, а также повышение жесткости троса на растяжение. 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к тросовой передаче для перемещения снабженных солнечными элементами панелей, гармоникообразно сложенных на космическом аппарате с помощью шарнирных сочленений, содержащей шкивы в каждом из них, соединенные с одной панелью жестко, а с соседней - с возможностью вращения, причем два соседних шкива охвачены бесконечным проволочным тросом, жестко соединенным с ними.
Подобные тросовые передачи известны, например, из DE-PS 2021580. С их помощью разворачивают обычно две консоли, образующие солнечные генераторы космического аппарата. Для разворачивания консолей должны быть синхронизированы движения отдельных солнечных панелей с помощью тросовых передач, чтобы, например, центр тяжести каждой консоли при разворачивании двигался по заданной траектории, а отдельные части консоли занимали развернутое положение посредством контролируемых движений.
Точная синхронизация движений солнечных панелей при разворачивании консолей связана, однако, с трудностями. Так, во время разворачивания в проволочном тросе возникают высокие растягивающие усилия, вызывающие его вращение. К тому же проволочные тросы по сравнению с температурой, при которой устанавливают передачу, подвержены при космических условиях эксплуатации колебаниям температуры около ±100 K. Поскольку проволочный трос обладает большим коэффициентом теплового расширения, чем панели, выполненные, например, в виде армированных углеродными волокнами пластиковых сэндвичей, при высоких температурах происходит ослабление проволочного троса. Во избежание этого его натяжение приходится дополнительно увеличивать. Таким образом, при низких температурах на шкивы действуют очень высокие растягивающие усилия, которые могут привести к высокой нагрузке на шарнирные сочленения и солнечную панель, а также значительно повысить трение в шарнирных сочленениях.
Для того, чтобы, несмотря на сильные колебания рабочих температур, гарантировать определенное натяжение проволочных тросов, в них встраивают пружины растяжения. Это, однако, создает новую проблему.
Привод для процесса разворачивания образован, например, приводными пружинами между панелями, которые, с одной стороны, воздействуют на шкив, а с другой стороны, - на панель, на которой шкив установлен с возможностью вращения. Для того, чтобы панели в процессе разворачивания за счет этих приводных пружин бесконтрольно не выбрасывались наружу, а раскладывались с заданной скоростью, вращательное движение внутреннего шарнирного сочленения, то есть шарнирного сочленения, посредством которого с космическим аппаратом соединено так называемое ярмо, обычно притормаживают или, при необходимости, его приводят в действие, например, с помощью самостопорящейся передачи. За счет тросовых передач эта заданная скорость вращения внутреннего сочленения должна передаваться тогда на остальные шарнирные сочленения.
Однако это невозможно, когда проволочные тросы снабжены пружинами растяжения, поскольку последние приводят в этом случае к неконтролируемому возвратно-поступательному пружинению отдельных панелей при разворачивании.
Поскольку панели каждой консоли в развернутом конечном положении лежат в одной плоскости, предусмотрены, как правило, соответствующие блокировки, автоматически защелкивающиеся при достижении конечного положения. За счет неконтролируемого раскладывания из-за пружин растяжения в тросовых передачах может даже произойти преждевременное защелкивание блокировки между двумя панелями, что приводит к совершенно неконтролируемому процессу разворачивания.
Задача изобретения заключается в создании такой тросовой передачи, с помощью которой можно синхронизировать движения отдельных панелей каждой консоли космического аппарата.
Эта задача решается с помощью предложенной передачи для перемещения снабженных солнечными элементами панелей гармоникообразно сложенных на космическом аппарате с помощью шарнирных сочленений, содержащая шкивы в каждом шарнирном сочленении, соединенные с одной панелью жестко, а с соседней - с возможностью вращения, причем каждые два соседних шкива охвачены бесконечным проволочным тросом, жестко соединенным с ними. Согласно изобретению проволочный трос снабжен вне зоны шкивов жестко соединенной с ним пластиковой оболочкой.
Предпочтительно пластиковую оболочку армировать волокном.
Следует подчеркнуть, что в передаче по изобретению изменение длины проволочного троса при изменении температуры за счет коэффициента теплового расширения и площадь сечения пластиковой оболочки согласованы с температурным изменением длины панелей.
При этом изменение длины проволочного троса при изменении температуры за счет армирующих волокон относительно продольной оси проволочного троса согласовано с температурным изменением длины панелей.
Целесообразно жесткость при растяжении снабженных пластиковой оболочкой отрезков троса регулировать за счет площади сечения и модуля упругости пластиковой оболочки.
Желательно также жесткость при растяжении снабженных пластиковой оболочкой отрезков троса регулировать за счет угла армирующих волокон относительно продольной оси проволочного троса.
В соответствии с изобретением жесткость на растяжение снабженных пластиковой оболочкой отрезков троса составляет по меньшей мере двойное значение жесткости на растяжение проволочного троса.
В предпочтительном варианте реализации изобретения пластиковая оболочка имеет на своих концах сужение.
Предпочтительно также в качестве армирующих волокон использовать углеродные волокна.
В передаче по изобретению проволочный трос может быть дополнительно покрыт на отдельных отрезках пластиковой оболочкой для сохранения его гибкости в зоне шкивов.
Технический результат предлагаемой передачи состоит в возможности согласования изменения длины проволочного троса при изменении температуры с изменением длины панелей и повышения жесткости проволочного троса при растяжении.
Согласно изобретению, преимущественно один, однако возможно оба прямых отрезка бесконечного проволочного троса снабжают между двумя охватываемыми им шкивами пластиковой оболочкой, прочно соединенной с проволочным тросом, например, приклеиванием. Отрезки проволочного троса, обведенные вокруг шкивов и закрепленные на них, не покрыты пластиковой оболочкой с тем, чтобы не ухудшать гибкость проволочного троса в этой зоне.
Благодаря высокой жесткости пластиковой оболочки значительно повышается жесткость проволочного троса при растяжении, что препятствует его растяжению вследствие высоких растягивающих усилий при разворачивании панелей. Поскольку согласно изобретению изменение длины проволочного троса за счет пластиковой оболочки согласовано с изменением длины панелей при повышении температуры, заданное натяжение проволочного троса, в основном, сохраняется. Этим обеспечена точная синхронизация процесса разворачивания посредством тросовых передач.
К тому же согласно изобретению за счет пластиковой оболочки изменение длины проволочного троса при понижении температуры соответствует изменению длины панелей. Это препятствует нагрузке на шарнирные сочленения и панели и повышению сил трения в шарнирных сочленениях за счет высоких растягивающих усилий при низких рабочих температурах.
Высокая жесткость при растяжении проволочных тросов, снабженных на своих прямых отрезках пластиковой оболочкой, препятствует в то же время неконтролируемому возвратно-поступательному пружинению панелей в процессе разворачивания.
Проволочный трос может быть, как обычно, стальным тросом, в частности из нержавеющего стального сплава. Пластик, которым покрыт проволочный трос, может быть эпоксидной смолой. Как уже указывалось, пластиковая оболочка армирована волокном, в качестве которого используются, в частности также для уменьшения массы, углеродные волокна или, например, арамидные волокна. Панели и ярмо могут быть выполнены как обычно, из углепластика.
Коэффициент теплового расширения панелей лежит обычно между -1•10-6 и +4•10-6 1/K, а стального троса - между 14 и 17•10-6 1/K. Длина панели и, тем самым, прямого отрезка троса может составлять, например, 1-4 метра и более.
Для того, чтобы при изменении температуры согласовать изменение длины проволочного троса с изменением длины панелей применяют для пластиковой оболочки пластик, коэффициент расширения которого приблизительно соответствует коэффициенту расширения панелей. Поскольку тепловое изменение длины снабженного пластиковой оболочкой отрезка стального троса зависит от сечения троса и площади сечения пластиковой оболочки, тепловое изменение длины можно к тому же регулировать за счет площади сечения пластиковой оболочки.
Кроме того, тепловое изменение длины, то есть изменение длины при изменении температуры, зависит от ориентации армирующих волокон в пластиковой оболочке. Поэтому угол армирующих волокон относительно продольной оси троса является дополнительным параметром регулирования изменения длины проволочного троса в зависимости от температуры.
Другим параметром регулирования теплового изменения длины проволочного троса является отношение покрытой и непокрытой оболочкой длин троса.
Жесткость при растяжении снабженного пластиковой оболочкой отрезка проволочного троса зависит, во-первых, от модуля упругости, а, во-вторых, от площади сечения пластиковой оболочки. Существенное влияние на жесткость при растяжения оказывают к тому же армирующие волокна. Так, углеродные волокна обладают высокой жесткостью в результате растяжения при низкой плотности. Коэффициент теплового расширения их также невелик. Для того, чтобы армирующие волокна полностью проявили свою жесткость при растяжении, они ориентированы преимущественно параллельно продольной оси проволочного троса.
Для изготовления пластиковой оболочки можно нанести на трос преимущественно в продольном направлении, например, пропитанные эпоксидной смолой углеволокнистые ровинги и дать им отвердеть. Одновременно с отвердением эпоксидной смолы образуется прочное клеевое соединение между пластиковой оболочкой и проволочным тросом. В процессе той же или отдельной операции можно дополнительно разместить защитную оболочку из волокнита для углеволокнистых ровингов.
Прочное соединение между пластиковой оболочкой и проволочным тросом является предпосылкой создания тросовой передачи согласно изобретению. Из-за высокой знакопеременной температурной нагрузки при эксплуатации это соединение подвержено значительным нагрузкам.
Прочность соединения между пластиковой оболочкой и проволочным тросом можно повысить за счет того, что пластиковую оболочку выполняют с сужением на ее концах. Благодаря этому тепловое расширение пластиковой оболочки в зоне сужения согласуется с тепловым расширением проволочного троса, вследствие чего уменьшаются усилия между проволочным тросом и пластиковой оболочкой, а это надежно препятствует разрушению клеевого соединения на концах оболочки.
Жесткость при растяжении снабженного пластиковой оболочкой отрезка проволочного троса составляет предпочтительно более чем двойное, в частности по меньшей мере четырехкратное значение жесткости при растяжении самого проволочного троса. Поскольку проволочный трос, с другой стороны, должен в процессе разворачивания обладать определенным, хотя и небольшим пружинящим действием, предпочтительной является жесткость при растяжении от четырех- до десятикратного значения жесткости при растяжении самого проволочного троса.
Правда, можно полностью заменить прямые отрезки проволочного троса массивными пластмассовыми стержнями, в которых заанкерены обведенные вокруг шкивов отрезки проволочного троса. За исключением трудностей анкеровки отрезков проволочного троса в пластмассовых стержнях пластмассовая оболочка проволочных тросов согласно изобретению обеспечивает, однако, запас прочности бесконечного проволочного троса против разрушения отдельных элементов на его прямом участке, а также против разрушения пластиковой оболочки.
Нижеприведенный пример поясняет выполнение изобретения.
Пример. Трос обычной тросовой передачи для разворачивания солнечных панелей покрывали эпоксидной смолой, в которой в продольном направлении троса располагались углеродные волокна. Трос, состоящий из нержавеющей стали, имел диаметр 1,6 мм, а оболочка - наружный диаметр 5 мм. Коэффициент теплового расширения снабженного пластиковой оболочкой отрезка пластикового троса составлял 0,4•10-6 1/K.
Далее изобретение поясняется более подробно описанием примера выполнения тросовой передачи со ссылкой на чертежи, где
на фиг. 1 показан вид сверху на консоль солнечного элемента космического аппарата в начале процесса разворачивания;
на фиг. 2 - вид сбоку отрезка консоли по фиг. 1;
на фиг. 3 - в перспективе отрезок проволочного троса с частично отрезанной пластиковой оболочкой.
На фиг. 1 на космическом аппарате 1, например спутнике, в гармоникообразно сложенном виде расположена консоль 2 с солнечными элементами. Вторая консоль с солнечными элементами, выполненная идентично первой и расположенная на противоположной стороне спутника 1, на фиг. 1 не показана. Каждая из обеих консолей содержит, например, пять панелей 3-7, которые образуют несущие поверхности для солнечных элементов (не показаны). Самая внутренняя панель 3 соединена посредством шарнирного сочленения 10 с так называемым ярмом 8, которое закреплено на спутнике 1 посредством шарнирного сочленения 9. Панели 3-7 соединены между собой посредством шарнирных сочленений 11-14. Оси шарнирных сочленений 9-14 параллельны друг другу. Шарнирные сочленения 12, 13 между панелями 4-6 более подробно изображены на фиг. 2.
Для разворачивания консоли 2 имеется привод, например приводные пружины, отводящий ярмо 8 от спутника 1, панель 3 от ярма 8, а панели 4-7 друг от друга, как это показано двойными стрелками 15-19 на фиг. 1. Для того, чтобы при разворачивании центр S тяжести консоли 2 двигался по заданной прямой траектории 21, предусмотрена тросовая передача, состоящая из верхних шкивов 22-27 и нижних шкивов на шарнирных сочленениях 9-14, причем из нижних шкивов на фиг. 2 видны шкивы 25', 26'. Верхние 22-27 и нижние 25', 26' шкивы попарно связаны тросами 29-33. Выполненные бесконечными тросы 29-33 охватывают соответствующую пару шкивов и, как показано на фиг. 2, прочно соединены со шкивами 25, 26 в точках 45, 46.
Как показано на фиг. 2, с помощью шарнирного сочленения 12, каждое шарнирное сочленение состоит из двух шарниров 35, 36 с соответствующей осью 37, 38, установленной в опоре 39, 40. Ось 37 шарнира 35 жестко соединена с панелью 4, а ось 38 шарнира 36 - с панелью 5. Опоры 39, 40 закреплены на соответствующей панели 5 и 4.
Таким образом, например, из обеих соседних панелей 4, 5, соединенных между собой посредством шарнирного сочленения 12, верхний шкив 25 жестко соединен с панелью 4, а нижний шкив 25' - с панелью 5.
Изображенный на фиг. 1 стрелками 15-19 привод для разворачивания панелей 3-7 может быть образован, как это показано на фиг. 2, приводными пружинами 42, 43, которые одним концом закреплены соответственно на оси 37, 38 шарниров 35, 36, а другим концом - соответственно на панели 5 и 4. Согласно изобретению прямые отрезки бесконечных тросов, как это показано с помощью троса 32 на фиг. 2, снабжены за пределами шкивов 25, 26 пластиковой оболочкой 47, 48. Для того, чтобы не ухудшить гибкость в зоне шкивов 25, 26, проволочный трос 32 может быть в этой зоне снабжен только на отдельных отрезках пластиковой оболочкой (не показана).
Пластиковая оболочка 47, как изображено на фиг. 3, снабжена армирующими волокнами 50, проходящими преимущественно параллельно продольной оси проволочного троса 32. На своем конце 49 пластиковая оболочка 47 выполнена с коническим сужением. Другой конец пластиковой оболочки 47 (на фиг. 3 не показан) выполнен с сужением подобным же образом.

Claims (10)

1. Передача для перемещения снабженных солнечными элементами панелей, гармоникообразно сложенных на космическом аппарате с помощью шарнирных сочленений, содержащая шкивы в каждом шарнирном сочленении, соединенные с одной панелью жестко, а с соседней - с возможностью вращения, причем каждые два соседних шкива охвачены бесконечным проволочным тросом, жестко соединенным с ними, отличающаяся тем, что проволочный трос (29 - 33) снабжен вне зоны шкивов (22 - 27; 25', 26') жестко соединенной с ним пластиковой оболочкой (47, 48).
2. Передача по п.1, отличающаяся тем, что пластиковая оболочка (47, 48) армирована волокнами.
3. Передача по п.1 или 2, отличающаяся тем, что изменение длины проволочного троса (29 - 33) при изменении температуры за счет коэффициента теплового расширения и площадь сечения пластиковой оболочки (47, 48) согласованы с температурным изменением длины панелей (3 - 7).
4. Передача по п.2 или 3, отличающаяся тем, что изменение длины проволочного троса (29 - 33) при изменении температуры за счет армирующих волокон (50) относительно продольной оси проволочного троса согласовано с температурным изменением длины панелей (3 - 7).
5. Передача по одному из пп.1 - 4, отличающаяся тем, что жесткость при растяжении снабженных пластиковой оболочкой (47, 48) отрезков троса можно регулировать за счет площади сечения и модуля упругости пластиковой оболочки (47, 48).
6. Передача по п.2, отличающаяся тем, что жесткость при растяжении снабженных пластиковой оболочкой (47, 48) отрезков троса можно регулировать за счет угла армирующих волокон (50) относительно продольной оси проволочного троса.
7. Передача по одному из пп.1 - 6, отличающаяся тем, что жесткость на растяжение снабженных пластиковой оболочкой (47, 48) отрезков троса составляет по меньшей мере двойное значение жесткости на растяжение проволочного троса.
8. Передача по одному из пп.1 - 7, отличающаяся тем, что пластиковая оболочка (47, 48) имеет на своих концах сужение (49).
9. Передача по п.2, отличающаяся тем, что армирующие волокна (50) выполнены углеродными.
10. Передача по одному из пп.1 - 9, отличающаяся тем, что проволочный трос (29 - 33) дополнительно покрыт на отдельных отрезках пластиковой оболочкой для сохранения его гибкости в зоне шкивов (22 - 27).
RU98113150/28A 1997-07-05 1998-07-03 Передача для перемещения снабженных солнечными элементами панелей на космическом аппарате RU2158702C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19728844A DE19728844C2 (de) 1997-07-05 1997-07-05 Getriebe zur Bewegung von mit Solarzellen versehenen Paneelen an einem Raumfahrzeug
DE19728844.8 1997-07-05

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU98113150A RU98113150A (ru) 2000-05-20
RU2158702C2 true RU2158702C2 (ru) 2000-11-10

Family

ID=7834818

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU98113150/28A RU2158702C2 (ru) 1997-07-05 1998-07-03 Передача для перемещения снабженных солнечными элементами панелей на космическом аппарате

Country Status (7)

Country Link
US (1) US6008447A (ru)
EP (1) EP0889534A1 (ru)
JP (1) JP3175824B2 (ru)
CN (1) CN1086174C (ru)
CA (1) CA2238695A1 (ru)
DE (1) DE19728844C2 (ru)
RU (1) RU2158702C2 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2554901C2 (ru) * 2013-11-06 2015-06-27 Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата
RU2716513C1 (ru) * 2019-04-15 2020-03-12 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Способ изготовления конструкции механического устройства батареи солнечной
RU2757942C1 (ru) * 2021-02-26 2021-10-25 Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» Температурный компенсатор тросовой передачи космического аппарата

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19819955C2 (de) 1998-05-05 2000-06-29 Eurocopter Deutschland Seilverbindung zur Solarpanel-Entfaltung bei Satelliten
DE10023852C2 (de) * 1999-06-17 2002-06-27 Daimler Chrysler Ag Entfaltgelenk für Satelliten-Solargeneratoren
JP2001039400A (ja) * 1999-06-17 2001-02-13 Daimlerchrysler Ag 人工衛星太陽光発電機用拡開継手
DE10043249C2 (de) * 2000-09-02 2002-11-07 Astrium Gmbh Ausfahrbare Trägerstruktur aus verformbaren Rohrelementen
WO2003026027A2 (en) * 2001-09-21 2003-03-27 Raytheon Company Solar array concentrator system and method for concentrating solar energy
FR2902082B1 (fr) * 2006-06-12 2009-10-30 Alcatel Sa Systeme de deploiement d'appendices spatiaux et appendice spatial comportant un tel systeme
US20090009898A1 (en) * 2007-05-29 2009-01-08 William Clayton Compliant Border for Thin Film Reflectors
CN101570250B (zh) * 2009-06-15 2011-12-21 哈尔滨工业大学 可在轨更换电池板的充气展开太阳翼
US10370126B1 (en) 2009-09-09 2019-08-06 M.M.A. Design, LLC Solar panel array assembly
US8757554B1 (en) * 2009-09-09 2014-06-24 MMA Design, LLC Deployable and tracked solar array mechanism for nano-satellites
FR2954284B1 (fr) * 2009-12-18 2012-05-04 Thales Sa Dispositif de deploiement et de pointage d'elements structurants dans un environnement spatial
US8683755B1 (en) * 2010-01-21 2014-04-01 Deployable Space Systems, Inc. Directionally controlled elastically deployable roll-out solar array
CN101913434B (zh) * 2010-08-23 2012-11-21 哈尔滨工业大学 三维桁架式可在轨维修充气展开太阳帆板
CN102060107B (zh) * 2010-11-26 2013-03-27 北京航空航天大学 一种平流层电-电混合太阳能飞艇的能源供给系统
FR2997385B1 (fr) * 2012-10-26 2014-11-28 Thales Sa Systeme de motorisation pour articulation a pistes de roulement flexibles
US10138003B2 (en) * 2013-10-30 2018-11-27 European Space Agency Foil deployment mechanism
US9004410B1 (en) 2014-10-24 2015-04-14 Alliance Spacesystems, Llc Deployable boom for collecting electromagnetic energy
US10059471B2 (en) 2014-10-24 2018-08-28 Solaero Technologies Corp. Method for releasing a deployable boom
CN105151326B (zh) * 2015-09-09 2017-03-22 北京空间飞行器总体设计部 一种四连杆展开构型的柔性太阳翼
CN105207591B (zh) * 2015-09-30 2018-05-15 陈怀春 一种带有回转和倾动功能的链条展开式太阳能发电站
CN105197259B (zh) * 2015-10-23 2017-04-12 中北大学 定向对光展开翻转式太阳能帆板
CN105539885A (zh) * 2015-12-25 2016-05-04 南京理工大学 立方星展开太阳能电池阵锁紧及释放机构
US10435182B1 (en) * 2016-09-12 2019-10-08 Space Systems/Loral, Llc Articulation techniques for a spacecraft solar array
CN106428638B (zh) * 2016-11-07 2018-09-04 燕山大学 一种单驱动多级同步可重复折展太阳能帆板展开机构
US11518489B2 (en) * 2019-03-26 2022-12-06 Arizona Board Of Regents On Behalf Of Arizona State University Systems and methods for an origami-inspired foldable quad-rotor
CN111977030B (zh) * 2020-08-13 2022-03-11 哈尔滨工业大学 大折展比太阳翼
CN113879563B (zh) * 2021-12-06 2022-04-12 沈阳中科新宇空间智能装备有限公司 一种具有自展开折叠铰链的双模块可展开张拉整体结构
CN115042443B (zh) * 2022-06-08 2023-09-08 上海航天设备制造总厂有限公司 一种防逃脱盖帽制作方法
CN115367150B (zh) * 2022-08-03 2024-05-17 银河航天(北京)网络技术有限公司 一种剪叉式太阳翼系统

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2021580B1 (de) * 1970-05-02 1972-01-05 Messerschmitt Boelkow Blohm Getriebe zum Bewegen von mehrgliedrigen,ziehharmonikaartig gefalteten Gebilden
FR2371343A1 (fr) * 1976-11-17 1978-06-16 Aerospatiale Dispositif pour le deploiement synchronise d'elements articules porteurs de cellules solaires dans un panneau forme d'une succession de tels elements
DE2717426A1 (de) * 1977-04-20 1978-11-23 Fokker Vfw Mechanismus zum bewegen von ziehharmonikaartig gefalteten gliedern
DE2818549A1 (de) * 1978-04-27 1979-10-31 Norfin Waermestabiles kabel, sowie verfahren zu dessen herstellung
DE3150463A1 (de) * 1981-12-19 1983-06-30 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Mechanismus zum ausfahren und wiedereinholen einer faltstruktur

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2554901C2 (ru) * 2013-11-06 2015-06-27 Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата
RU2716513C1 (ru) * 2019-04-15 2020-03-12 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Способ изготовления конструкции механического устройства батареи солнечной
RU2757942C1 (ru) * 2021-02-26 2021-10-25 Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» Температурный компенсатор тросовой передачи космического аппарата

Also Published As

Publication number Publication date
CN1086174C (zh) 2002-06-12
JP3175824B2 (ja) 2001-06-11
CN1204604A (zh) 1999-01-13
DE19728844C2 (de) 1999-04-15
US6008447A (en) 1999-12-28
CA2238695A1 (en) 1999-01-05
JPH11152098A (ja) 1999-06-08
DE19728844A1 (de) 1999-01-07
EP0889534A1 (de) 1999-01-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2158702C2 (ru) Передача для перемещения снабженных солнечными элементами панелей на космическом аппарате
US8641369B2 (en) System and method for damping vibrations in a wind turbine
JP5694306B2 (ja) 伸縮式構造
US6383223B1 (en) Endoprosthesis for a joint, especially a finger, toe or wrist joint
EP0889252B1 (en) An elongate element for transmitting forces
RU98113150A (ru) Передача для перемещения снабженных солнечными элементами панелей на космическом аппарате
KR101007648B1 (ko) 추간판 임플란트
US5104211A (en) Splined radial panel solar concentrator
JP6623004B2 (ja) 自発的自律的展開による展開型マスト、および、この種類の少なくとも１つのマストを備える衛星
CN103765713A (zh) 用于具有优先弯曲的电缆的悬垂线夹
US20010037538A1 (en) Automotive, self-locking and damping articulated joint and articulation equipped with same
US20160273174A1 (en) Device for damping vibrations in a cable
US7631384B2 (en) Device for damping vibrations of a guy-cable array for an engineering construction and corresponding damping method
JPH05502395A (ja) 人工前十字靱帯
GB2165008A (en) Ian vertical-axis wind turbines with flexible blades
GB2304090A (en) Load bearing structure, aircraft wing and wing attachment
JP6552725B2 (ja) ケーブル係留システム
CA2040139C (en) Aerodynamic, foldable panel brake for object returning from space
US4694771A (en) Mooring device
US20040058765A1 (en) Static link chain
US4242048A (en) Semi-articulated flexstrap
US4163630A (en) Helicopter rotor structure
KR950013360B1 (ko) 헬리콥터의 로터플렉스비임
JP2023554437A (ja) ブレード結合部材を有するピッチ制御風力タービン
JP2003027768A (ja) 塔構築物

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20030704