RU2540193C1 - Космический аппарат - Google Patents
Космический аппарат Download PDFInfo
- Publication number
- RU2540193C1 RU2540193C1 RU2013140950/11A RU2013140950A RU2540193C1 RU 2540193 C1 RU2540193 C1 RU 2540193C1 RU 2013140950/11 A RU2013140950/11 A RU 2013140950/11A RU 2013140950 A RU2013140950 A RU 2013140950A RU 2540193 C1 RU2540193 C1 RU 2540193C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- pyramid
- airframe
- frame
- base
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Photovoltaic Devices (AREA)
Abstract
Изобретение относится к средствам крепления на космическом аппарате (КА) элементов оборудования, в частности солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус (1) и панель (6) СБ, закрепленную на раме (2) в виде стержневой ферменной конструкции, имеющей форму скошенной пирамиды. Основание (3) пирамиды шарнирно закреплено с помощью кронштейнов (5) на корпусе (1) КА. В исходном положении оно фиксируется пиросредствами (4). В рабочем положении вершина (7) пирамиды взаимодействует с защелкой (см. поз «В»), жестко закрепленной на корпусе (1) КА. Конструкция рамы (2) и ее крепления обладают повышенной жесткостью. Этим обеспечивается повышение частоты и уменьшение амплитуды колебаний панелей СБ, возникающих вследствие программных разворотов КА и других маневров. Техническим результатом изобретения является повышение надежности КА и увеличение времени его активного функционирования путем уменьшения времени затухания угловых колебаний КА. 4 ил.
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании космических аппаратов с радиотехническими и оптическими системами.
Известен космический аппарат патент RU 2231484, состоящий из корпуса и панелей солнечных батарей, отличающийся тем, что между корпусом и каждой панелью солнечной батареи установлены многозвенные раскладывающиеся подкосы, причем одни концы подкосов шарнирно закреплены на корпусе космического аппарата, а другие концы шарнирно закреплены на панелях солнечной батареи в точках, выбранных из условия равенства суммы инерционных сил консольных и корневых частей панелей при поперечных колебаниях, при этом продольные оси подкосов проходят через центр масс космического аппарата.
Недостатком описанного космического аппарата (КА) является низкая производительность КА из-за длительного времени «успокоения» колебаний панелей солнечных батарей и космического аппарата в целом после программных разворотов КА, т.к. влияние знакопеременных сил и моментов при колебаниях панелей солнечной батареи полностью не устраняется, а подкосы имеют недостаточную изгибную жесткость в силу их многозвенной конструкции с шарнирами и защелками в местах сочленения звеньев, а также из-за ограничений по массе подкосов, что не позволяет выбрать требуемое поперечное сечение звеньев подкоса. Также трудно обеспечить прохождение продольной оси подкоса через центр масс КА в силу конструктивно-компоновочных решений, принятых для разных космических аппаратов, а также изменения центра масс по мере выработки расходуемых компонентов (топлива) за время функционирования КА, что в конечном итоге влияет на функционирование оптических и радиотехнических систем КА.
Наличие раскладываемых многозвенных подкосов уменьшает вероятность раскрытия панелей батареи солнечной, что снижает надежность КА.
Задачей настоящего изобретения является увеличение производительности работы КА, а также повышения надежности КА за счет исключения многозвенных подкосов.
Поставленная задача решается тем, что в КА, содержащем корпус и панель солнечной батареи, которая закреплена на раме, представляющей собой стержневую ферменную конструкцию в виде пирамиды, основание которой в исходном положении, с одной стороны, посредством пиросредств закреплено на корпусе космического аппарата, а, с другой стороны, шарнирно также на корпусе, при этом в рабочем положении вершина пирамиды своей осью взаимодействует с защелкой, жестко закрепленной на корпусе космического аппарата.
Выполнение рамы в виде пирамиды позволяет получить высокую изгибную жесткость всей панели, а фиксация за вершину позволяет отказаться от подкосов.
Заявленный КА приведен на чертежах.
Фиг.1 - общий вид КА.
Фиг.2 - вид по стрелке А на фиг.1.
Фиг.3 - вид по стрелке Б на фиг.2.
Фиг.4 - выносной элемент В на фиг.1.
Заявленное техническое решение содержит корпус КА 1 (фиг.1), на котором закреплена рама 2, представляющая собой стержневую конструкцию в виде пирамиды, основание 3 которой в исходном положении, с одной стороны, посредством пиросредств 4 закреплено на корпусе КА 1, а, с другой стороны, с помощью кронштейнов 5 шарнирно закреплено также на корпусе КА 1, панель солнечной батареи 6, закрепленную на раме 2 с вершиной пирамиды 7, которая в рабочем положении, посредством оси 8 взаимодействует с защелкой 9, установленной на корпусе КА 1 (фиг.4).
Процесс отвода рамы 2 с панелью солнечной батареи 6 происходит следующим образом.
После выведения КА 1 на орбиту срабатывают пиросредства 4, и рама 2, на которой установлена панель солнечной батареи 6, расфиксируется и отводится в рабочее положение, где вершина пирамиды 7 рамы 2, посредством оси 8, фиксируется защелкой 9, закрепленной на корпусе КА 1, при этом рама 2 с панелью солнечной батареи 6 образуют пространственную конструкцию, которая максимально исключает продольные и поперечные колебания.
Заявленное техническое решение позволит увеличить производительность работы КА (время работы его оптических и радиотехнических систем) путем уменьшения времени затухания угловых колебаний КА после его программных разворотов за счет повышения частоты и уменьшения амплитуды колебаний панелей солнечной батареи, а также повысить надежность КА за счет исключения многозвенных подкосов.
Claims (1)
- Космический аппарат, содержащий корпус и панель солнечной батареи, отличающийся тем, что панель солнечной батареи закреплена на раме, представляющей собой стержневую ферменную конструкцию в виде пирамиды, основание которой в исходном положении с одной стороны посредством пиросредств закреплено на корпусе космического аппарата, а с другой стороны шарнирно - также на корпусе, при этом в рабочем положении вершина пирамиды своей осью взаимодействует с защелкой, жестко закрепленной на корпусе космического аппарата.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013140950/11A RU2540193C1 (ru) | 2013-09-05 | 2013-09-05 | Космический аппарат |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013140950/11A RU2540193C1 (ru) | 2013-09-05 | 2013-09-05 | Космический аппарат |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2540193C1 true RU2540193C1 (ru) | 2015-02-10 |
Family
ID=53286791
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013140950/11A RU2540193C1 (ru) | 2013-09-05 | 2013-09-05 | Космический аппарат |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2540193C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2710118C1 (ru) * | 2016-10-25 | 2019-12-24 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Генератор электрической энергии для космического аппарата |
Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3327967A (en) * | 1965-03-31 | 1967-06-27 | Paul R Schrantz | Satellite blade retaining device |
US3530469A (en) * | 1968-06-26 | 1970-09-22 | North American Rockwell | Energy impingement device |
FR2490588A1 (fr) * | 1980-09-02 | 1982-03-26 | Aerospatiale | Dispositif d'eloignement combinant un mouvement de translation et un mouvement de rotation, notamment pour un equipement sur un engin spatial |
WO1989001437A1 (en) * | 1987-08-10 | 1989-02-23 | Hughes Aircraft Company | Spacecraft design enabling the compact nesting of multiple spacecraft in the same launch vehicle |
WO1993009029A1 (en) * | 1991-11-08 | 1993-05-13 | Calling Communications Corporation | Spacecraft designs for satellite communication system |
RU2053937C1 (ru) * | 1992-07-14 | 1996-02-10 | Научно-производственное объединение машиностроения | Космический аппарат |
RU2198117C2 (ru) * | 1999-02-08 | 2003-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф.Решетнёва" | Летательный аппарат |
RU2231484C2 (ru) * | 2002-06-18 | 2004-06-27 | Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" | Космический аппарат |
RU2409936C1 (ru) * | 2009-10-16 | 2011-01-27 | Валентин Германович Абезин | Дождевальный агрегат |
-
2013
- 2013-09-05 RU RU2013140950/11A patent/RU2540193C1/ru active
Patent Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3327967A (en) * | 1965-03-31 | 1967-06-27 | Paul R Schrantz | Satellite blade retaining device |
US3530469A (en) * | 1968-06-26 | 1970-09-22 | North American Rockwell | Energy impingement device |
FR2490588A1 (fr) * | 1980-09-02 | 1982-03-26 | Aerospatiale | Dispositif d'eloignement combinant un mouvement de translation et un mouvement de rotation, notamment pour un equipement sur un engin spatial |
WO1989001437A1 (en) * | 1987-08-10 | 1989-02-23 | Hughes Aircraft Company | Spacecraft design enabling the compact nesting of multiple spacecraft in the same launch vehicle |
WO1993009029A1 (en) * | 1991-11-08 | 1993-05-13 | Calling Communications Corporation | Spacecraft designs for satellite communication system |
RU2053937C1 (ru) * | 1992-07-14 | 1996-02-10 | Научно-производственное объединение машиностроения | Космический аппарат |
RU2198117C2 (ru) * | 1999-02-08 | 2003-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф.Решетнёва" | Летательный аппарат |
RU2231484C2 (ru) * | 2002-06-18 | 2004-06-27 | Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" | Космический аппарат |
RU2409936C1 (ru) * | 2009-10-16 | 2011-01-27 | Валентин Германович Абезин | Дождевальный агрегат |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2710118C1 (ru) * | 2016-10-25 | 2019-12-24 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Генератор электрической энергии для космического аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Ramrakhyani et al. | Aircraft structural morphing using tendon-actuated compliant cellular trusses | |
CN104260900B (zh) | 弹性铰链驱动的桁架式可折展单元及可折展支撑臂 | |
EP2631180B1 (en) | An engine attachment pylon | |
RU2424948C2 (ru) | Шасси летательного аппарата, содержащее устройство привода с подкосом, и летательный аппарат, содержащий такое шасси | |
EP2828928B1 (en) | A deployable tensegrity structure, especially for space applications | |
CN106450649B (zh) | 一种h构型星载天线可展机构 | |
Morterolle et al. | Modal behavior of a new large reflector conceptual design | |
CN104362423A (zh) | 弹性铰链驱动的双层环形桁架天线机构 | |
Zolesi et al. | On an innovative deployment concept for large space structures | |
CN104691737B (zh) | 一种多旋翼飞行器支撑臂组件、机架以及飞行器 | |
CN104466341B (zh) | 一种球面天线支撑机构 | |
RU2540193C1 (ru) | Космический аппарат | |
RU2012134995A (ru) | Посадочное устройство космического корабля | |
CN107323687B (zh) | 一种星载柔性超轻型折叠式碳纤维伸杆 | |
WO2021129913A1 (en) | Modular wind turbine blade with vibration damping | |
CN109638404B (zh) | 一种具有波束赋形的新型三层网状可展开天线桁架结构 | |
Thomson et al. | Starshade design for occulter based exoplanet missions | |
US9404473B2 (en) | Strain isolated attachment for one-piece wind turbine rotor hub | |
Shan et al. | Design and analysis of a triangular prism modular deployable mast | |
CN209183705U (zh) | 基于3r-rrp机构单元的环形桁架式可展开天线机构 | |
RU2231484C2 (ru) | Космический аппарат | |
RU2252159C2 (ru) | Транспортно-технологическое кольцо | |
Tian et al. | Analysis on dynamic response of truss structure for deployable truss antenna | |
CN109278991A (zh) | 防撞梁及使用该防撞梁的起落架和飞行器 | |
CN111009715A (zh) | 一种新型可展空间反射面天线曲面结构及设计方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
PD4A | Correction of name of patent owner |