RU2178937C2

RU2178937C2 - Упругодеформируемый отражатель антенны для космического летательного аппарата и космический летательный аппарат, содержащий такой отражатель

Info

Publication number: RU2178937C2
Application number: RU99114609/09A
Authority: RU
Inventors: Натали ШЬЕСС (FR); Натали ШЬЕСС; Кристоф ПРЮД'ОН (FR); Кристоф ПРЮД'ОН; Гийом КОТРЮ (FR); Гийом КОТРЮ; Кристиан ДЮКУРТИАЛЬ (FR); Кристиан ДЮКУРТИАЛЬ; Сириль МЕТЗ (FR); Сириль МЕТЗ
Original assignee: Аэроспасьяль Сосьете Насьональ Эндюстриель
Priority date: 1998-07-02
Filing date: 1999-07-01
Publication date: 2002-01-27
Also published as: CN1242324A; JP2000049531A; FR2780820A1; US6198461B1; CN1084698C; FR2780820B1

Abstract

Изобретение относится к упругодеформируемому отражателю антенны для космического летательного аппарата, такого как искусственный спутник или автоматическая межпланетная станция. Изобретение относится также к космическому летательному аппарату, снабженному по меньшей мере одним таким отражателем. Техническим результатом является обеспечение возможности увеличения размеров отражателя. Отражатель 1 антенны содержит радиальную щель. В свернутом положении отражателя 1 расположенные напротив друг друга края 2А, 2В радиальной щели накладываются друг на друга таким образом, чтобы отражатель принимал по меньшей мере приблизительно коническую форму, которая обеспечивает возможность устанавливать его в оболочку 7 вертикально над космическим летательным аппаратом 8. 2 с. и 5 з. п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к упругодеформируемому отражателю антенны для космического летательного аппарата, такого как искусственный спутник или автоматическая межпланетная станция. Изобретение относится также к космическому летательному аппарату, снабженному по меньшей мере одним таким отражателем.

Известно, что такие устройства, как антенны, панели солнечных батарей и т. д. , соединяемые с каким-либо космическим летательным аппаратом, должны складываться, чтобы их можно было установить в летательный аппарат-носитель (в ракету, челночный космический летательный аппарат), и развертываться после выброса из летательного аппарата-носителя, чтобы они могли принять рабочее положение.

Кроме того, известны аналогичные устройства, устроенные таким образом, чтобы они были упругодеформируемыми, причем эти устройства могли бы принимать упругодеформируемое либо свернутое, либо развернутое положение. В качестве примера можно привести следующие.

В патенте US-A 3521290 описан отражатель антенны, выполненный из одной детали, изготовленной из упругодеформируемого материала, и снабженный жестким основанием, к которому присоединено множество радиальных ребер, жестко соединенных с выпуклой поверхностью отражателя и соединенных с помощью упругого шарнирного соединения с центральным основанием. Таким образом, отражатель антенны может принимать свернутое положение в форме тюльпана, которое не вызывает постоянной деформации отражателя, а переход из свернутого положения в развернутое положение в виде вогнутого диска может осуществляться под действием упругой энергии, накопленной при свертывании конструкции антенны. Управляемые средства удерживания, состоящие из пояса с пиротехническими болтами, который охватывает свернутый отражатель и расположен с противоположной стороны относительно центрального основания, предусмотрены для удерживания отражателя и радиальных ребер в свернутом положении под напряжением.

В патенте US-A 4133501 описана панель солнечной батареи, предназначенной для космического летательного аппарата, выполненная из одной упругодеформируемой детали, чтобы панель могла устанавливаться либо в свернутое изогнутое положение под напряжением, в котором панель солнечной батареи прилегает к наружной выпуклой поверхности космического летательного аппарата, либо в развернутое плоское положение, при котором она выступает из наружной поверхности, причем переход из изогнутого свернутого положения в развернутое положение осуществляется благодаря упругому расширению панели солнечной батареи. В свернутом изогнутом положении панель солнечной батареи удерживается прижатой к наружной поверхности космического летательного аппарата с помощью замков, установленных на этой поверхности.

В патенте US-A 4926181 описан отражатель антенны, состоящей из одной детали, изготовленной из упругодеформируемого материала, который может быть свернут в форме цилиндра и удерживаться в этом положении зажимами. Нижележащая складываемая конструкция раскладывается и принимает свое развернутое рабочее положение под действием своего упругого расширения.

В патенте US-A 5644322 описан отражатель антенны, состоящий из центрального жесткого основания с большой поверхностью, охватываемого периферийным кольцом в форме усеченного конуса, который выполнен из упругодеформируемого материала. Этот предшествующий документ показывает, что отражатель используется при запуске космического летательного аппарата для установки последнего в периферийном пространстве, заключенном между корпусом и оболочкой. Благодаря конструкции отражателя согласно патенту US-A 5644322 можно уменьшить немного габаритные размеры отражателя, находящегося внутри оболочки, состоящей из цилиндра и конуса, осуществляя на некоторое время упругую деформацию периферийного кольца, при этом упомянутый отражатель принимает форму, по меньшей мере, напоминающую приблизительно форму желоба, охватывающего сбоку корпус. Отражатель удерживается в этом положении в форме желоба поясом, открытие которого управляется электроприводом и который охватывает корпус и отражатель на уровне центра основания. Пояс отгибает упругодеформируемое кольцо в направлении к корпусу, опираясь на две диаметрально противоположные точки кольца. После выбрасывания в пространство отражатель может принять свое рабочее положение в результате устранения пояса и упругого возвращения упомянутого периферийного кольца в стабильное развернутое положение, которое развертывается под действием сил упругости. Можно легко понять, что в таком устройстве уменьшение габаритных размеров отражателя в свернутом положении относительно размеров отражателя в развернутом положении ограничено. Действительно, с одной стороны, из-за большого диаметра центрального жесткого основания боковое усилие сжатия отражателя прилагается только к периферийному кольцу таким образом, что уменьшение боковых размеров является относительно небольшим. С другой стороны, это боковое сжатие не только не вызывает никакого воздействия для уменьшения продольного размера упомянутого отражателя, но еще также увеличивает размер так, как оно вызывает распрямление верхней части периферийного кольца в направлении наружу. Итак, в свернутом положении продольные габаритные размеры отражателя больше продольных габаритных размеров в развернутом положении. Следовательно, именно из-за своих размеров отражатель выступает обычно из верхнего продольного конца корпуса летательного аппарата, установленного в цилиндрической части оболочки и должен располагаться в длину в конической части этой оболочки. Коническая форма требует ограничения диаметра отражателя. В связи с очевидными причинами необходимости обеспечения летно-технических характеристик выгодно, чтобы отражатель мог иметь также такой большой диаметр, который необходим и адаптироваться к сужающейся форме конической части оболочки.

В патенте US-A 5574472 и патенте ЕР-А 053411 описан отражатель антенны, выполненный из одной детали, изготовленной из упругодеформируемого материала, которая может принимать свернутое положение в форме желоба благодаря наличию тяговой связи с управляемым разрывом, расположенной между двумя диаметрально противоположными точками периферии отражателя. Следует отметить, что в этом свернутом положении в форме желоба верхний периферийный край отражателя, выступающий относительно корпуса космического летательного аппарата, выпрямляется наружу и, следовательно, не может быть установлен в коническую часть оболочки. Кроме того, тяговая связь образует препятствие или же, по крайней мере, создает трудности при установке корпуса космического летательного аппарата в вогнутость отражателя в свернутом положении. Этот вариант выполнения отражателя из одной детали не позволяет обеспечивать ни точный контроль формы отражателя в свернутом положении, ни оптимальный охват корпуса космического летательного аппарата.

В основу настоящего изобретения поставлена задача устранения этих недостатков, обеспечение возможности увеличения размеров отражателя антенны и, в случае необходимости, увеличения возможного количества отражателей на одном и том же космическом летательном аппарате.

Поставленная задача согласно изобретению решается тем, что отражатель антенны для космического летательного аппарата установлен в продолговатой оболочке, расположенной вдоль оси, при этом отражатель выполнен из одной упругодеформируемой детали так, чтобы
в положении, когда отражатель находится снаружи упомянутой оболочки, отражатель мог бы принимать развернутое стабильное положение без упругого напряжения, соответствующее рабочему положению;
в положении, когда отражатель находится внутри оболочки, отражатель мог бы принимать упруго свернутое положение, в котором он может удерживаться с помощью управляемых средств удержания, и
переход упомянутого отражателя из его свернутого положения в его развернутое положение осуществлялся бы в результате освобождения энергии, накопленной в отражателе при его упругом свертывании,
чтобы перевести его из развернутого положения в свернутое положение, при этом
отражатель содержит радиальную щель, и
в свернутом положении отражателя края радиальной щели, расположенные напротив друг друга, перекрывают друг друга так, что отражатель принимает по меньшей мере приблизительно коническую форму, которая обеспечивает возможность устанавливать его в оболочку вертикально над космическим летательным аппаратом.

Таким образом, в соответствии с настоящим изобретением и в отличие от предшествующего уровня техники отражатель в свернутом положении не имеет больше форму желоба, а имеет форму китайской шапки или абажура и располагается не сбоку относительно космического летательного аппарата, а над ним. В частности, в случае когда форма оболочки состоит из цилиндра и конуса, то отражатель в свернутом положении может быть расположен в конической части оболочки. Из этого следует, что благодаря настоящему изобретению можно
увеличить размеры отражателя,
увеличить количество размещенных отражателей,
увеличить емкость оболочки,
улучшить контроль вибраций отражателя в свернутом положении,
улучшить контроль формы отражателя в свернутом положении,
использовать известные управляемые механизмы удержания для других целей.

Чтобы отражатель в свернутом положении легче принимал соответствующую форму, предпочтительно, чтобы отражатель содержал центральное отверстие, в которое выходит радиальная щель.

В случае если радиальный шарнирно установленный рычаг соединяет отражатель с космическим летательным аппаратом, целесообразно, чтобы радиальная щель располагалась в продолжении рычага.

Благодаря наличию центрального отверстия рационально сместить центр основания связи между отражателем и рычагом.

Целесообразно предусмотреть управляемые средства удержания для того, чтобы удерживать вместе наложенные друг на друга края радиальной щели.

Кроме того, настоящее изобретение относится к космическому летательному аппарату, который установлен в продолговатой оболочке, расположенной по оси, и содержит отражатель антенны, выполненный из одной упругодеформируемой детали, при этом
в положении, когда отражатель расположен снаружи оболочки, он принимает стабильное развернутое положение без упругого напряжения, соответствующее его рабочему положению,
в положении, когда отражатель находится внутри оболочки, он принимает упруго свернутое положение, в котором он может удерживаться с помощью управляемых средств удержания,
переход отражателя из свернутого положения в развернутое положение осуществляется под действием освобожденной энергии, накопленной в отражателе при его свертывании, чтобы способствовать его переходу из развернутого положения в свернутое положение.

Согласно изобретению такой космический летательный аппарат отличается тем, что отражатель содержит радиальную щель, и тем, что в свернутом положении отражателя расположенные напротив друг друга края радиальной щели перекрывают друг друга таким образом, что отражатель принимает по меньшей мере приблизительно коническую форму, которая обеспечивает возможность его установки в оболочку вертикально над космическим летательным аппаратом.

Космический летательный аппарат, выполненный согласно настоящему изобретению, содержит по меньшей мере один дополнительный отражатель антенны, аналогичный первому отражателю антенны, а отражатели антенны, свернутые приблизительно в коническую форму, частично установлены друг в друге и расположены вертикально над космическим летательным аппаратом с возможностью установки в коническую часть оболочки.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием предпочтительных вариантов воплощения со ссылками на чертежи, на которых
фиг. 1 изображает общий вид сзади отражателя антенны в развернутом положении согласно изобретению;
фиг. 2 - отражатель, расположенный над спутником, под обтекателем космического летательного аппарата-носителя, согласно изобретению;
фиг. 3 - вид сверху отражателя согласно изобретению;
фиг. 4А и 4В - соответственно в блокированном и разблокированном положении устройство удерживания отражателя в свернутом положении по линии IV-IV на фиг. 2 согласно изобретению;
фиг. 5 - размещение под обтекателем ракеты-носителя двух отражателей антенны согласно изобретению.

Отражатель 1 (фиг. 1) антенны, выполненный согласно настоящему изобретению, имеет форму по меньшей мере, соответствующую форме вогнутого диска, снабженного радиальной щелью 2 и центральным отверстием 3, например круглым отверстием. Противоположные края 2А и 2В радиальной щели выходят, с одной стороны, в центральное отверстие 3, а с другой стороны, рассекают периферийный контур 4 отражателя.

Отражатель 1 изготавливается из упругодеформируемого материала, например из ткани из волокон углерода. В случае необходимости устанавливают прутки жесткости (не показаны) на задней выгнутой поверхности отражателя 1.

Предусмотрено жесткое основание 5, расположенное эксцентрично относительно центра отражателя 1 и соединенное с задней стороны, т. е. с выгнутой стороны отражателя с соединительным рычагом 6, конец которого, расположенный напротив основания 5, предназначен для шарнирного соединения, которое выполняется известным способом (показано на фиг. 5), с корпусом космического летательного аппарата. Соединительный рычаг 6 расположен радиально и вдоль направления радиальной щели 2 в положении, когда отражатель 1 развернут.

Отражатель 1 (фиг. 2 и 3) может быть установлен в свернутом положении в форме абажура или китайской шапки, в котором края 2А и 2В щели перекрывают друг друга, обеспечивая наложение секторов 1А и 1В отражателя 1 друг на друга.

Отражатель 1 (фиг. 2) может быть установлен в конической части 7S продолговатой оболочки 7, состоящей из цилиндра и конуса и расположенной вдоль продольной оси Х-Х. При этом обтекатель космической ракеты-носителя 8, к которому присоединен отражатель 1, расположен в цилиндрической части 7I оболочки 7. Отражатель 1 (фиг. 5) соединен с космическим летательным аппаратом 8 с помощью рычага 6, шарнирно соединенного с нижней частью летательного аппарата. Можно регулировать перекрывание краев 2А и 2В отражателя 1 в зависимости от диаметра обтекателя и от поперечных размеров космического летательного аппарата 8.

Кроме того, в свернутом положении для хранения (фиг. 2) отражатель 1 удерживается по меньшей мере с помощью автономного пиротехнического штифта 9, проходящего через ушки 10, предусмотренные в наложенных друг на друга секторах 1А и 1В отражателя 1 (фиг. 4А).

Следовательно, во время запуска космического летательного аппарата отражатель находится в конической части 7S обтекателя 7 над космическим летательным аппаратом 8 (фиг. 2) и жестко удерживается в свернутом положении с помощью пиротехнического штифта 9. После сбрасывания обтекателя и выбрасывания космического летательного аппарата 8 пиротехнический штифт 9 приводится в действие и освобождает сектора 1А и 1В отражателя (фиг. 4В). Вследствие этого отражатель освобождается, чтобы он сразу же занял свое развернутое положение (фиг. 1), при этом стержень 6 его выталкивает, чтобы вывести из корпуса космического летательного аппарата 8.

На фиг. 5 изображен вариант установки двух отражателей 1.1 и 1.2 над корпусом космического летательного аппарата 8. Оба отражателя 1.1 и 1.2 (фиг. 5) соединены так, что один из них частично вставлен в другой, и установлены в конической части 7S оболочки 7. Такое расположение обеспечивает необходимую форму рычагов соединения 5 отражателей 5.1 и 5.2.

Claims

1. Отражатель (1) антенны для космического летательного аппарата (8) для установки в продолговатую оболочку (7), расположенную вдоль оси (Х-Х), при этом отражатель выполнен из одной упругодеформируемой детали так, что в положении, когда отражатель находится снаружи оболочки (7), он принимает стабильное развернутое положение без упругого напряжения, соответствующее его рабочему положению, в положении, когда отражатель находится внутри оболочки (7), он принимает упругосвернутое положение, в котором он удерживается с помощью управляемых средств (9) удерживания, а переход отражателя из его упругосвернутого положения в стабильное развернутое положение осуществляется под действием освобожденной энергии, накопленной в отражателе при упругом свертывании при переводе его из стабильного развернутого положения в упруго-свернутое положение, отличающийся тем, что отражатель содержит радиальную щель (2), при этом в упругосвернутом положении отражателя (1) края радиальной щели (2) перекрывают друг друга таким образом, что отражатель принимает приблизительно коническую форму, которая позволяет установить его в оболочку (7) вертикально над космическим летательным аппаратом (8).

2. Отражатель антенны по п. 1, отличающийся тем, что содержит центральное отверстие (3), с которым сопрягается радиальная щель (2).

3. Отражатель антенны по любому из пп. 1 и 2, отличающийся тем, что соединен с космическим летательным аппаратом (8) с помощью радиального шарнирного рычага (6), при этом радиальная щель (2) выполнена по меньшей мере по существу в направлении продолжения рычага (6).

4. Отражатель антенны по любому из пп. 2 и 3, отличающийся тем, что рычаг (6) соединен с отражателем (1) с помощью основания (5), центр которого смещен относительно центра отражателя.

5. Отражатель антенны по любому из пп. 1 - 4, отличающийся тем, что управляемые средства удерживания (9) предназначены для удерживания в соединенном виде краев радиальной щели (2) в перекрытом положении.

6. Космический летательный аппарат (8) для размещения в оболочке (7), имеющей продолговатую форму, расположенную вдоль оси (Х-Х), содержащий отражатель (1) антенны, выполненный из одной упругодеформируемой детали так, что в положении, когда отражатель находится снаружи оболочки (7), он может принимать развернутое стабильное положение без упругого напряжения, соответствующее его рабочему положению, в положении, когда отражатель находится внутри оболочки (7), он может принимать упругосвернутое положение, в котором он может удерживаться с помощью управляемых средств (9) удерживания, а переход отражателя из упругосвернутого положения в развернутое стабильное положение осуществляется под действием освобожденной энергии, накопленной в отражателе при упругом свертывании при переводе его из развернутого стабильного положения в упругосвернутое положение, отличающийся тем, что отражатель содержит радиальную щель (2), при этом в упругосвернутом положении отражателя (1) края радиальной щели (2) перекрывают друг друга таким образом, что отражатель принимает по меньшей мере приблизительно коническую форму, которая позволяет установить его в оболочку (7) вертикально над космическим летательным аппаратом (8).

7. Космический летательный аппарат (8) по п. 6, отличающийся тем, что содержит по меньшей мере один дополнительный отражатель (1, 2), аналогичный упомянутому отражателю антенны, при этом отражатели антенны свернуты по меньшей мере приблизительно в коническую форму для установления их частично друг в друга и расположения вертикально над космическим аппаратом (8).