RU2214949C1

RU2214949C1 - Spacecraft solar battery

Info

Publication number: RU2214949C1
Application number: RU2002116071A
Authority: RU
Inventors: Г.Г. Кислинский; В.В. Билько
Original assignee: Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс"
Priority date: 2002-06-18
Filing date: 2002-06-18
Publication date: 2003-10-27
Also published as: RU2002116071A

Abstract

FIELD: space engineering; designing extension structures for spacecraft, mainly solar batteries. SUBSTANCE: proposed solar battery includes frame rigidly secured on drive and upper and lower doors which are connected in pairs by means of hinges; frame is secured on spacecraft case by means of pyrotechnic means. Mounted on inner end faces of upper doors are brackets which are connected with clamping bands passing through pyrotechnic means rigidly secured of solar battery frame. Mounted on outer end faces of upper doors are hooks whose surfaces are engageable with axles of spring-loaded clamping members articulated on spacecraft case. Axes of clamping members are shifted outside relative to axes of hinges connecting the upper and lower doors. Ball supports engageable with spacecraft case are rigidly secured on lower doors. EFFECT: enhanced reliability of separation and opening of doors. 3 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при проектировании различных космичеких аппаратов (КА). The invention relates to space technology and can be used in the design of various spacecraft (SC).

Известна солнечная батарея (СБ), патент RU 2167793 от 17.06.98г., состоящая из рамы, балки, верхних и нижних створок, попарно связанных между собой фиксаторами и установленных на раме и балке, которые закреплены на корпусе КА с помощью шести пиросредств. Known solar battery (SB), patent RU 2167793 from 06/17/98, consisting of a frame, beam, upper and lower shutters, pairwise interconnected by clamps and mounted on the frame and beam, which are mounted on the spacecraft body using six pyro means.

Таким образом, для отделения панели солнечной батареи от корпуса КА необходимо срабатывание шести пиросредств, содержащих по два пироэлемента (пиропатрона). Thus, in order to separate the solar panel from the spacecraft body, it is necessary to activate six pyroelectric devices containing two pyroelements (pyro cartridge).

Недостатком описанной конструкции является низкая надежность отделения от корпуса КА и последующее раскрытие створок СБ. Наличие большого количества пироэлементов снижает надежность функционирования СБ. The disadvantage of the described design is the low reliability of separation from the spacecraft body and the subsequent opening of the shutter SB. The presence of a large number of pyroelements reduces the reliability of the SB.

В связи с тем, что в корпусе пиросредства установлены два независимых механизма, срабатывающих от основного и дублирующего пироэлементов, вероятность безотказного срабатывания одного пиросредства составляет Р=0,999999, а системы из шести пиросредств
Рсистемы=0,999999⁶=0,999994
Это примерно шесть отказов на 1000 000 изделий.Due to the fact that two independent mechanisms are installed in the housing of the pyromedicine, which are triggered by the main and backup pyroelements, the probability of failure-free operation of one pyromedicine is P = 0.999999, and systems of six pyromedicines
System = 0.999999 ⁶ = 0.999994
This is approximately six failures per 1,000,000 products.

Технической задачей изобретения является повышение надежности отделения и раскрытия створок СБ путем уменьшения количества пироэлементов. An object of the invention is to increase the reliability of the separation and disclosure of the shutter SB by reducing the number of pyroelements.

Задача решается тем, что на солнечных батареях космического аппарата, состоящих из рамы, жестко закрепленной на приводе, верхних и нижних створок, попарно связанных между собой шарнирами, а рама с помощью пиросредств закреплена на корпусе космического аппарата, причем на внутренних торцах верхних створок установлены кронштейны, связанные со стяжными лентами, проходящими через пиросредства, жестко закрепленные на раме СБ, а на внешних торцах створок установлены крюки, поверхности которых взаимодействуют с осями подпружиненных стяжных элементов, шарнирно закрепленных на корпусе КА, причем оси стяжных элементов смещены наружу относительно осей шарниров, а на внутренних створках жестко закреплены шаровые опоры, взаимодействующие с корпусом КА. The problem is solved in that the solar panels of the spacecraft, consisting of a frame rigidly mounted on the drive, upper and lower shutters, pairwise interconnected by hinges, and the frame with the help of pyro means is fixed on the body of the spacecraft, with brackets installed on the inner ends of the upper shutters connected with the coupling belts passing through the pyro means, rigidly fixed on the SB frame, and hooks are installed on the outer ends of the valves, the surfaces of which interact with the axes of the spring-loaded coupling ementov pivotally mounted on the spacecraft body, wherein the axis of the clamping elements are displaced outwardly relative to the axes of hinges and on the inner flaps are rigidly fixed ball bearings which interact with the spacecraft body.

На фиг. 1 изображен общий вид солнечной батареи; на фиг.2,3 изображено типовое крепление створок солнечной батареи к корпусу 1. In FIG. 1 shows a general view of a solar battery; figure 2,3 shows a typical fastening of the shutters of the solar battery to the housing 1.

К приводу 2 жестко закреплена силовая рама 3, а в связи с тем, что панели СБ имеют значительную длину (до 5 м), для их закрепления на корпусе КА используется балка 4. The power frame 3 is rigidly fixed to the drive 2, and due to the fact that the SB panels have a considerable length (up to 5 m), a beam 4 is used to fix them to the spacecraft body.

На раме 3 и балке 4 жестко закреплены нижние створки 5 (фиг.2), которые с помощью шарниров 6 (фиг.3) связаны с верхними створками 7. В осях шарниров 6 установлены взведенные торсионы, раскрывающие створки в рабочее положение. На створках 5 и 7 установлены фотоэлектрические преобразователи 8. On the frame 3 and beam 4, the lower flaps 5 (FIG. 2) are rigidly fixed, which are connected with the upper flaps 7 by hinges 6 (FIG. 3) and cocked torsions are installed in the axes of the hinges 6, opening the flaps to the working position. On the wings 5 and 7 installed photovoltaic transducers 8.

На внутренних торцах верхних створок 7 (фиг. 2) жестко закреплены кронштейны 9, связанные со стяжной лентой 10, один конец которой жестко закреплен на раме 3 СБ (фиг.2), а другой заканчивается резьбовым элементом. Натяжение ленты осуществляется гайкой 11. Стяжная лента 10 проходит через дублирующий пиронож 12 и основной пиронож 13, срабатывание которых осуществляется от пиропатронов 14 (пироэлементов). On the inner ends of the upper flaps 7 (Fig. 2), brackets 9 are rigidly fixed, connected to the tie strap 10, one end of which is rigidly fixed to the frame 3 of the SB (Fig.2), and the other ends with a threaded element. The tension of the tape is carried out by the nut 11. The tightening tape 10 passes through the backup cake 12 and the main cake 13, the operation of which is carried out from the squib 14 (pyroelements).

Пироножи 12 и 13 образуют пиросредство, которое закрепляется через кронштейн 15 на раме СБ. The cake makers 12 and 13 form a pyromedicine, which is fixed through the bracket 15 on the frame of the SB.

В тех же силовых сечениях на внешних торцах створок 7 установлены крюки 16 (фиг 3), поверхности которых взаимодействуют с осями 17 стяжных элементов 18 одним концом, другим концом стяжной элемент 18 шарнирно закреплен в кронштейне 19 корпуса KA 1. В оси кронштейна 19 установлена пружина кручения 20 стяжного элемента 18. На створках 5 жестко установлены шаровые опоры 21, взаимодействующие с корпусом КА 1. Обязательным условием отделения от корпуса КА 1 является наличие эксцентриситета "е", причем центр оси 17 должен быть смещен наружу относительно центра оси шарнира 6. In the same force sections, hooks 16 are installed on the outer ends of the shutters 7 (Fig. 3), the surfaces of which interact with the axes 17 of the coupling elements 18 at one end and the coupling end 18 at the other end is pivotally mounted in the bracket 19 of the housing KA 1. A spring is installed in the axis of the bracket 19 torsion 20 of the clamping element 18. On the wings 5 are fixed ball bearings 21, interacting with the body of the spacecraft 1. A prerequisite for separation from the body of the spacecraft 1 is the presence of an eccentricity "e", and the center of the axis 17 should be shifted outward relative to the center of and the hinge 6.

Раскрытие СБ происходит в следующей последовательности. Disclosure of SB occurs in the following sequence.

После сброса головного обтекателя подается команда на срабатывание пиропатрона 14 (фиг.2) основного пироножа 13. Стяжная лента 10 перерезается. Под действием торсиона створки 7 разворачиваются в осях шарниров 6 (фиг.3). В связи с тем, что ось 17 эксцентрична относительно оси шарнира 6, то на определенном угле поворота крюк 16 выходит из зацепления с осью 17. After resetting the head fairing, a command is issued to actuate the squib 14 (figure 2) of the main cake 13. The tie strap 10 is cut. Under the action of the torsion flap 7 are deployed in the axes of the hinges 6 (figure 3). Due to the fact that the axis 17 is eccentric relative to the axis of the hinge 6, then at a certain angle of rotation, the hook 16 disengages from the axis 17.

Взведенная пружина кручения 20 поворачивает стяжной элемент 18 в направлении стрелки "Г". The charged torsion spring 20 rotates the coupling member 18 in the direction of the arrow "G".

Створки 7 и 5 (фиг.3) с рамой 3 и балкой 4 и закрепленными на них пироножами 12 и 13 отделяются от корпуса КА 1 и приводом 2 переводятся в рабочее положение. The shutters 7 and 5 (Fig. 3) with a frame 3 and a beam 4 and pies 12 and 13 fixed on them are separated from the body of the spacecraft 1 and the drive 2 is transferred to the working position.

Без анализа результатов срабатывания пироножа 13 подается дублирующая команда на срабатывание пиропатрона пироножа 12. Without analyzing the results of the operation of the cake 13, a duplicate command is issued to trigger the pyrocartridge of the cake 12.

В связи с тем, что при соблюдении принципов дублирования задача отделения от корпуса КА и последующего перевода створок СБ в рабочее положение решается с использованием пиросредств, содержащих основной и дублирующий пироэлемент, надежность системы увеличивается. Due to the fact that, following the principles of duplication, the task of separating the spacecraft from the spacecraft body and then transferring the SB shutters to the working position is solved using pyromedicines containing the main and duplicating pyroelements, the reliability of the system increases.

В соответствии с технической документацией надежность одного пироножа составляет
Рп/ножа= 0,999, а надежность пиросредства, состоящего из основного и дублирующего пироножей
Pпиpocpeдcтвa=1-(1-0,999)²=0,999999
Вероятность безотказного срабатывания системы, состоящей из 3-х пиросредств, составляет
Рсистемы -0.999999³=0,999997
Это примерно три отказа на 1000000 изделий.In accordance with the technical documentation, the reliability of one cake is
RP / knife = 0.999, and the reliability of pyrosredstva, consisting of the main and duplicate cakes
Public relation = 1- (1-0,999) ² = 0,999999
The probability of failure-free operation of a system consisting of 3 pyromedicines is
System -0.999999 ³ = 0.999997
These are approximately three failures per 1,000,000 products.

Предлагаемое техническое решение позволяет снизить вероятность отказов при отделении СБ от КА и последующее раскрытие створок в рабочее положение примерно в два раза, что повышает надежность функционирования солнечной батареи. The proposed technical solution allows to reduce the likelihood of failures when separating the SB from the spacecraft and the subsequent opening of the wings to the working position by about two times, which increases the reliability of the solar battery.

Claims

The solar battery of the spacecraft, consisting of a frame rigidly mounted on the drive, upper and lower shutters, pairwise interconnected by hinges, and the frame using pyro means is mounted on the spacecraft’s body, characterized in that brackets connected to the inner ends of the upper shutters are mounted tie straps passing through pyro means rigidly fixed on the frame of the solar battery, and hooks are installed on the outer ends of the upper wings, the surfaces of which interact with the axes of the springs coupled coupling elements pivotally mounted on the spacecraft body, the axis of the coupling elements shifted outward relative to the axis of the hinges connecting the upper and lower wings, and the lower wings are rigidly fixed ball bearings interacting with the spacecraft body.