Устройство фиксации многосекционной конструкции космического аппарата
DEVICE FOR FIXING THE MULTI-SECTION STRUCTURE OF THE SPACECRAFT

Изобретение относится к космической технике и предназначено для реализации раскрытия многосекционных конструкций, например батарей солнечных космических аппаратов (КА).
Из существующего уровня техники известен «способ развертывания многосекционных конструкций и многосекционная конструкция для его реализации» (патент RU 2123875С1, B64G 1/44), заключающийся в снятии основных связей, обеспечивающих жесткое кинематическое крепление компактно сложенных секций с опорным основанием, развороте секций по программной траектории при помощи приводов и дополнительных связей, ограничивающих взаимовращение секций, и фиксации секций в заданном конечном положении.
Недостатком данного устройства является то, что после освобождения основных связей и при переводе секции в исходное положение, отсутствует возможность закрепить секцию при переводе ее в исходное положение.
Из существующего уровня техники известен замок развернутого положения поворотных конструкций КА, описанный в изобретении «Устройство фиксации шарнирного узла» (патент RU №2368544 С1, B64G 1/44), которое представляет собой шарнирный узел с поворотными деталями. На одной из них установлен фиксирующий элемент в виде закрепленного на оси крючка, подпружиненного пружиной. Взаимодействующий со второй деталью жесткий упор установлен с эксцентриситетом относительно оси вращения шарнирного узла. На второй детали закреплена ось с возможностью взаимодействия с внутренней стороной крючка.
Наиболее близким аналогом (прототипом) является механическое устройство фиксации панелей батареи солнечной космического аппарата, описанное в изобретении «Солнечная батарея» (патент RU №2258640 С1, B64G 1/44). Солнечная батарея содержит гармоникообразно сложенные треугольную раму и панели, соединенные между собой и через раму с КА посредством шарнирных соединений, установленных по краям панелей. Все шарнирные соединения последовательно соединены тросовой передачей со шкивами, установленными в шарнирных соединениях, обеспечивающей синхронное раскрытие рамы и панелей в рабочее положение относительно КА. Раскрытие происходит за счет приводных пружин, установленных во всех шарнирных соединениях, и двигателя. Двигатель установлен в шарнирном соединении между КА и рамой и определяет скорость раскрытия.
Недостатком описанных выше устройств является то, что отсутствует возможность срабатывания устройства после повторного складывания последней секции.
Для заявленного изобретения выявлены следующие общие существенные признаки: устройство фиксации элементов конструкции космического аппарата, представляющие собой гармоникообразно сложенные секции, шарнирно соединенные между собой и космическим аппаратом.
Технической проблемой, на решение которой направлено изобретение, является упрощение конструкции и повышение надежности фиксации секций при повторном складывании последней в исходное положение.
1
2
Поставленная техническая проблема решается тем, что устройство фиксации многосекционной конструкции космического аппарата, представляющие собой гармоникообразно сложенные секции, например, панели солнечных батарей, шарнирно соединенные между собой и космическим аппаратом через первую секцию, отличается от прототипа тем, что на одной из секций расположен фиксирующий элемент, выполненный в виде шарнирно закрепленного жесткого крючка, снабженного пружиной, а на другой секции, смежной с первой, шарнирно закреплена ось, установленная в коромысле, с возможностью взаимодействия с внутренней стороной крючка, и снабженная пружиной, позволяющей отклоняться на угол α за крючок. При этом угол α в процессе работы изменяется в диапазоне от α до α в зависимости от этапа раскрытия и положения секций. Устройство фиксации также имеет возможность взаимодействия с наружной стороной крючка, и, по окончанию взаимодействия с которым, под действием своей пружины, возвращаться в исходное положение, ограничиваясь до взаимодействия упора, установленного на коромысле, с опорой на второй секции, при этом коромысло с осью фиксируется упругой силой пружины.
На фиг. 1 показано положение секций батареи солнечной в транспортировочном положении.
На фиг. 2 показано положение секций батареи солнечной в момент раскрытия последней секции.
На фиг. 3 показано положение секций батареи солнечной в полностью раскрытом положении.
На фиг. 4 показано положение секций батареи солнечной со сложенной последней секцией.
На фиг. 5 показано положение фиксатора, которое соответствует положению секций батареи солнечной на фиг. 2.
На фиг. 6 показано положение фиксатора, которое соответствует положению секций батареи солнечной на фиг. 4.
Устройство фиксации многосекционной конструкции космического аппарата, например, панелей батареи солнечной, содержит гармоникообразно сложенные секции. Далее, в качестве примера, приведены две секции: первая 2 и вторая (последняя) секция 3 (пример, когда две панели в устройстве), соединённые между собой и с космическим аппаратом 1 посредством шарнирных соединений 4 и 5, с пружинными приводами (на фиг. не показаны). Шарнирное соединение 4 снабжено приводной пружиной (например, пружина часового типа). Шарнирное соединение 5 содержит привод (например, электромеханический).
Замки зачековки (на фиг. не показаны) удерживают конструкцию батареи солнечной в сложенном положении на опорном основании (на фиг. не показано) на этапе транспортирования, например, в точку выведения космического аппарата, до момента подачи управляющего сигнала на раскрытие конструкции батареи солнечной.
На секции 2 и секции 3 установлено устройство фиксации 6.
На секции 2 через кронштейн 8 установлен фиксирующий элемент в виде шарнирно закрепленного на оси 10 крючка 9, подпружиненного пружиной 11 (например, пружина кручения). Ось 14 установлена в коромысле 12, которое шарнирно закреплено на оси 13 кронштейна 7, подпружинена пружиной 16 (например, пружина кручения). Кронштейн 7 крепится на секции 3. Ось 14 взаимодействует с внутренней стороной Ж, а также наружной стороной Г крючка 9.
Устройство фиксации работает следующим образом:
1
2
Первый этап - раскрытие. В транспортировочном положение секций 2 и 3 (см. фиг. 1), а также, при раскрытой секции 2, по средством шарнирного соединения 4 в направление А (см. фиг. 2), ось 14 заведена за поверхность Г крючка 9 (см. фиг. 5). При этом коромысло отклонено на угол α. Во время открытия секции 3 по средством шарнирного соединения 5 в направление Б, ось 14 скользит по поверхности Г крючка 9, после чего коромысло 12, по средством пружины 16, поворачивается на угол α. При этом упор 15 взаимодействует с выполненной в кронштейне 7 опорной площадкой Д. Секции 2 и 3 раскрыты (см. фиг. 3).
Второй этап - складывание. При складывании последней секции 3 по средством привода в шарнирном соединении 5 в направление В, до момента касания оси 12 площадки Е крючка 9, при этом крючок 9 поворачивается вокруг оси 10 на угол больше чем δ (см. фиг. 5), нагружая пружину 11, угол отклонения коромысла 12 не изменяется за счет упругого воздействия пружины 16. При достижение оси 14 площадки Ж, крючок 9 поворачивается на угол δ вокруг оси 10 под действием пружины 11 и заходит за ось 14, закрепляя секцию 3  в сложенном положении (см. фиг. 4)
Техническим результатом изобретения является повышение надежности устройства фиксации многосекционной конструкции космического аппарата за счёт того, что устройство фиксации позволяет беспрепятственно раскрыться последней секции за счет упругого взведения коромысла с осью за наружную поверхность крючка, а при повторном складывании последней секции в исходное положение, ось взаимодействует с внутренней стороной крючка, фиксируя створку.