RU2499751C2

RU2499751C2 - Solar battery strut

Info

Publication number: RU2499751C2
Application number: RU2012102656/11A
Authority: RU
Inventors: Игорь Викторович Инин; Анатолий Петрович Афанасьев
Original assignee: Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority date: 2012-01-25
Filing date: 2012-01-25
Publication date: 2013-11-27
Also published as: RU2012102656A

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: solar battery strut comprises two-link mechanism with common axle supporting torsion spring with cocking devices. One link is arranged at solar battery frame while another one is mounted at craft body. Spring-loaded rod to lock the link at end position is arranged at said link perpendicular to axis. Rocker is arranged at spring-loaded rod end to turn thereat. Antifriction bearings are rigidly secured at rod both ends to interact with cam taper grooves, said cams being rigidly mounted at the link opposite spring-loaded rod. Links of aforesaid mechanism have openings to link retainers threaded therein.

EFFECT: higher reliability, simplified installation of solar battery at craft body.

13 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов (КА), преимущественно антенн и солнечных батарей.The invention relates to space technology and can be used in the design of remote structures of spacecraft (SC), mainly antennas and solar panels.

Известна солнечная батарея, содержащая непосредственно створки, раму и подкос, подвижно установленный относительно космического аппарата, стойки, подвижно соединенной с рамой и подкосом, снабженной пружинами, взаимодействующими с подкосом, и стопором, выполненным с возможностью взаимодействия с подкосом после перемещения оси вращения стойки относительно рамы за плоскость, образованную осями вращения упомянутой стойки относительно подкоса и подкоса относительно космического аппарата (патент RU №2258640, МПК7 B64G 1/44 - аналог).Known solar battery containing directly the sash, the frame and the strut, movably mounted relative to the spacecraft, the rack, movably connected to the frame and the strut, equipped with springs that interact with the strut, and the stopper made with the possibility of interaction with the strut after moving the axis of rotation of the rack relative to the frame for the plane formed by the axis of rotation of the said strut relative to the strut and strut relative to the spacecraft (patent RU No. 2252540, IPC7 B64G 1/44 - analogue).

Недостатком данной конструкции является малая надежность из-за наличия тросовых тяг и пружины растяжения размещенных на наружной поверхности подкоса, а также имеющейся возможности складывания подкоса в обратную сторону из-за отсутствия фиксатора конечного положения и появлению ударных нагрузок в момент раскрытия подкоса в конечное положение.The disadvantage of this design is its low reliability due to the presence of cable rods and a tension spring located on the outer surface of the strut, as well as the possibility of folding the strut in the opposite direction due to the absence of a final position lock and the appearance of shock loads at the moment of opening the strut to the final position.

Известен подкос солнечной батареи 1, содержащий двухзвенный механизм, звено 2 которого установлено на раме 3 солнечной батареи 1, а звено 4 установлено на корпусе 5 космического аппарата, причем на оси, связывающей оба звена, установлена пружина кручения 6 с устройствами взведения 7 и 8, подпружиненный шток 9, являющийся фиксирующим элементом в конечном положении подкоса и солнечной батареи 1, которая для раскрытия отводится от корпуса 5 космического аппарата, поворачиваясь вокруг оси 10. При отведении солнечной батареи 1 от корпуса 5 космического аппарата подпружиненный шток 9 с помощью пружины 11, преодолевая трение скольжения, перемещается по цилиндрической поверхности 12 звена 2 до попадания в отверстие 13 большего диаметра на этой поверхности, при этом под действием пружины кручения 6, взведенной с помощью устройств 7 и 8, звено 2 приходит в конечное положение с ударом регулировочного болта 14 в боковую поверхность 15 звена 4, а подпружиненный шток 9, попадая в отверстие 13 на цилиндрической поверхности 12 звена 2, образует зазор 16 (рабочие чертежи 17Ф113.8700-160СБ, 17Ф113.8700-180СБ, ЦСКБ, г.Куйбышев, 1981 г. - прототип на фиг.1, 2, 3, 4).Known strut of the solar battery 1, containing a two-link mechanism, link 2 of which is installed on the frame 3 of the solar battery 1, and link 4 is installed on the housing 5 of the spacecraft, and on the axis connecting the two links, a torsion spring 6 with cocking devices 7 and 8 is installed, a spring-loaded rod 9, which is a locking element in the final position of the strut and the solar battery 1, which for opening is retracted from the housing 5 of the spacecraft, turning around axis 10. When the solar battery 1 is withdrawn from the housing 5 of the spacecraft apparatus spring-loaded rod 9 using a spring 11, overcoming sliding friction, moves along the cylindrical surface 12 of the link 2 until it gets into the hole 13 of a larger diameter on this surface, while under the action of the torsion spring 6 charged by means of devices 7 and 8, link 2 comes in the final position with the impact of the adjusting bolt 14 to the side surface 15 of the link 4, and the spring-loaded rod 9, falling into the hole 13 on the cylindrical surface 12 of the link 2, forms a gap 16 (working drawings 17F113.8700-160SB, 17F113.8700-180SB, TsSKB , Kuibyshev, 1 981, the prototype of figure 1, 2, 3, 4).

Фиг.1 - Общий вид установки солнечной батареи на корпус КА.Figure 1 - General view of the installation of the solar battery on the spacecraft.

Фиг.2 - Общий вид конструкции в исходном положении.Figure 2 - General view of the structure in its original position.

Фиг.3 - Общий вид конструкции в конечном положении.Figure 3 - General view of the structure in the final position.

Фиг.4 - Вид А на фиг.3.Figure 4 - View And figure 3.

Недостатками этой конструкции подкоса являются наличие трения скольжения, наличие ударных нагрузок на конструкцию солнечной батареи, а невозможность без зазорного размещения фиксирующего элемента в конечном положении делает невозможной установку подкоса на точно заданном угле раскрытия, тем самым снижая надежность работы конструкции при отведении солнечной батареи от изделия, причем установка данного подкоса на штатное место требует дополнительных рабочих рук, что усложняет процесс установки солнечной батареи на корпус космического аппарата.The disadvantages of this strut design are the presence of sliding friction, the presence of shock loads on the design of the solar battery, and the inability to place the strut at a precisely defined opening angle without the clearance of the fixing element in place, thereby reducing the reliability of the structure when the solar battery is removed from the product, moreover, the installation of this strut in a regular place requires additional working hands, which complicates the process of installing a solar battery on the space go apparatus.

Задачей настоящего изобретения является устранение указанных недостатков, а именно повышение надежности в работе подкоса за счет исключения трения скольжения, исключение ударных нагрузок и точная фиксация в конечном положении звеньев подкоса при отведении солнечной батареи от изделия на определенный заданный угол, а также упрощение процесса установки солнечной батареи на корпус космического аппарата.The objective of the present invention is to remedy these disadvantages, namely improving the reliability of the strut due to the elimination of sliding friction, eliminating shock loads and precise fixation in the final position of the strut links when the solar battery is removed from the product at a predetermined angle, as well as simplifying the installation of the solar battery on the body of the spacecraft.

Поставленная задача решается тем, что в предлагаемой конструкции, содержащей двухзвенный механизм, причем одно звено установлено на раме солнечной батареи, а другое на корпусе космического аппарата, на общей двум звеньям оси которого установлена пружина кручения с устройствами взведения, причем перпендикулярно этой оси на одном из звеньев расположен подпружиненный шток для фиксации в конечном положении, на конце подпружиненного штока с возможностью поворота установлено коромысло, на обоих концах которого жестко закреплены подшипники качения, взаимодействующие с конусными пазами копиров, жестко установленных на противоположном подпружиненному штоку звене, причем в звеньях двухзвенного механизма выполнены отверстия под устройство фиксации начального положения звеньев, закрепленное посредством резьбового соединения.The problem is solved in that in the proposed design, containing a two-link mechanism, one link mounted on the frame of the solar battery, and the other on the body of the spacecraft, on the common two links of the axis of which there is a torsion spring with cocking devices, moreover, perpendicular to this axis on one of of links the spring-loaded rod is located for fixation in the final position, a beam is mounted on the end of the spring-loaded rod with the possibility of rotation, at both ends of which bearings are rigidly fixed rolling elements interacting with the conical grooves of the copiers rigidly mounted on the link opposite to the spring-loaded rod, and in the links of the two-link mechanism there are holes for the device for fixing the initial position of the links, fixed by means of a threaded connection.

Заявляемая конструкция поясняется чертежами:The inventive design is illustrated by drawings:

Фиг.5 - Общий вид предлагаемой конструкции в исходном положении.Figure 5 - General view of the proposed design in its original position.

Фиг.6 - Вид В на фиг.5.6 - View In figure 5.

Фиг.7 - Общий вид предлагаемой конструкции в конечном положении под определенным (заданным) углом.Fig.7 is a General view of the proposed design in the final position at a certain (predetermined) angle.

Фиг.8 - Выносной элемент Д на фиг.6.Fig - Remote element D in Fig.6.

Фиг.9 - Вид Е на фиг.7.Fig.9 - View E in Fig.7.

Фиг.10 - Сечение Г-Г на фиг.6 (исходное положение).Figure 10 - Cross-section GG in figure 6 (initial position).

Фиг.11 - Сечение З-З на фиг.8 (исходное положение).11 - Section ZZ in Fig.8 (initial position).

Фиг.12 - Сечение К-К на фиг.9 (конечное положение).Fig - Section KK in Fig.9 (end position).

Фиг.13 - Сечение И-И на фиг.9 (конечное положение).Fig.13 - Section II in Fig.9 (end position).

Конструкция подкоса состоит из двухзвенного механизма, состоящего из звеньев 17 и 18 (фиг.5), причем звено 17 с возможностью поворота в направлении Б относительно звена 18, с общей осью и установленными на ней пружинами кручения 19 и 20, на концах которых расположены устройства взведения 21 (фиг.6), а также подпружиненного штока 22 посредством пружины 23 (фиг.10), на конце которого с возможностью поворота расположено коромысло 24 с жестко установленными на нем подшипниками качения 25 (фиг.8), которые в свою очередь взаимодействуют с копирами 26 и 27, жестко установленными на звене 18 (фиг.11). Каждый из копиров 26 и 27 имеет радиусный участок, переходящий в конусный паз 28. Звенья 17 и 18 в исходном положении, находясь под действием моментов от пружин кручения 19 и 20, удерживаются устройством фиксации 29 (фиг.10), которое, располагаясь в гладком отверстии 30 звена 18, ввинчено в резьбовое отверстие 31 звена 17, что обеспечивает необходимый угол между звеньями 17 и 18 подкоса и существенно упрощает установку солнечной батареи на изделие.The strut design consists of a two-link mechanism consisting of links 17 and 18 (FIG. 5), and link 17 can rotate in direction B relative to link 18, with a common axis and torsion springs 19 and 20 mounted on it, at the ends of which there are devices cocking 21 (Fig. 6), as well as a spring-loaded rod 22 by means of a spring 23 (Fig. 10), at the end of which a rocker 24 is located with the possibility of rotation with rigidly mounted rolling bearings 25 (Fig. 8), which in turn interact with copiers 26 and 27, hard mouth mounted on the link 18 (11). Each of the copiers 26 and 27 has a radius section turning into a conical groove 28. The links 17 and 18 in the initial position, being under the action of the moments from the torsion springs 19 and 20, are held by the locking device 29 (figure 10), which, being located in a smooth the hole 30 of the link 18 is screwed into the threaded hole 31 of the link 17, which provides the necessary angle between the strut links 17 and 18 and greatly simplifies the installation of the solar battery on the product.

Работа подкоса осуществляется следующим образом.The operation of the strut is as follows.

Подкос с ввинченным устройством фиксации 29 устанавливают между солнечной батареей и корпусом космического аппарата. Устройство фиксации 29 вывинчивается, а звенья 17 и 18 занимают исходное положение. При отведении солнечной батареи от корпуса космического аппарата в подкосе происходит поворот звеньев 17 и 18, которые под действием пружин кручения 19 и 20 помогают солнечной батарее занять конечное (рабочее) положение. При повороте звеньев 17 и 18 подшипники качения 25, перемещаясь по радиусной поверхности копиров 26 и 27 в направлении Ж, посредством подпружиненного штока 22 с помощью пружины 23 (фиг.12) попадают в соответствующие конусные пазы 28 указанных копиров в направлении Л (фиг.13) и фиксируют звено 17 относительно звена 18 на заданный угол - в нашем случае 179° (фиг.7).A strut with a screwed fixation device 29 is installed between the solar battery and the spacecraft body. The locking device 29 is unscrewed, and the links 17 and 18 occupy the initial position. When the solar battery is withdrawn from the spacecraft body in the strut, the links 17 and 18 rotate, which, under the action of torsion springs 19 and 20, help the solar battery to occupy the final (working) position. When the links 17 and 18 are rotated, the rolling bearings 25, moving along the radial surface of the copiers 26 and 27 in the direction Ж, by means of the spring-loaded rod 22 using the spring 23 (Fig. 12) fall into the corresponding conical grooves 28 of these copiers in the direction L (Fig. 13 ) and fix the link 17 relative to the link 18 at a given angle - in our case, 179 ° (Fig.7).

Таким образом, предложенное техническое решение позволит повысить надежность подкоса солнечной батареи за счет исключения трения скольжения и зазора, что в свою очередь исключает появление ударных нагрузок, и упростить процесс установки солнечной батареи на корпус космического аппарата.Thus, the proposed technical solution will improve the reliability of the strut of the solar battery by eliminating sliding friction and clearance, which in turn eliminates the occurrence of shock loads, and simplify the process of installing the solar battery on the spacecraft body.

Claims

A strut of the solar battery containing a two-link mechanism, one link being mounted on the frame of the solar battery, and the other on the body of the spacecraft, on a common two links of the axis of which there is a torsion spring with cocking devices, and a spring-loaded rod located perpendicular to this axis on one of the links fixing in the final position, characterized in that at the end of the spring-loaded rod with a possibility of rotation, a rocker is installed, at both ends of which the rolling bearings are rigidly fixed, the interaction ystvuyuschie with tapered grooves of cams fixedly mounted on the rod opposite the spring-loaded link, the links in the two-link mechanism is provided with holes for fixing the initial position of the device units fixed by threaded connections.