ТРАНСФОРМИРУЕМЫЙ КАРКАС

Полезная модель относится к трансформируемым элементам конструкций космических аппаратов, в частности к каркасам солнечных батарей и антенн.
Известна саморазворачивающаяся солнечная батарея (патент США 3690080 Solar array with self-erecting, self-rigidizing roll-up sheets, опубл. 12 сентября 1972).
Данная панель состоит из отдельных секций, соединенных между собой шарнирами, которые удерживают панель в сложенном состоянии в процессе транспортировки и разворачивают в плоскость. Разворачивание конструкции осуществляется за счет гибких элементов, которые закреплены на ребрах отдельных элементов и находятся в плоском состоянии, когда панель находится в сложенном состоянии. По мере разворачиваниия за счет энергии упругости гибкие элементы скручиваются в трубчатые балки и обеспечивают таким образом жесткость солнечной батареи в конечном развернутом состоянии.
Недостатком такой конструкции является низкая компактность в сложенном состоянии, сложный механизм развертывания, имеющий большой вес.
Известна солнечная батарея (патент США 5487791 Stowable and self-deployable parallelogram-type panel array, опубл. 30 января 1996 г.).
Панель данной батареи состоит из двух рядов секций, имеющих прямоугольную форму и соединенных между собой шарнирами. Каждый ряд при трансформировании имеет форму линейного гофра с меняющейся амплитудой. Между собой ряды секций находятся в противофазе, соединены по узлам с образованием пантографа. Данная батарея крепится к космическому аппарату и в сложенном состоянии имеет форму блока. Шарниры, расположенные между панелями, имеют привод, за счет которого осуществляется разворачивание конструкции в космосе и который может быть реализован, например, в виде скрученной пружины.
Недостатками данной конструкции являются низкая компактность панелей солнечной батареи в сложенном состоянии, а также большое количество структурных элементов механизма, развертывания и, как следствие, увеличение общей массы конструкции и снижение ее надежности.
Известна конструкция солнечной батареи, установленной на космическом аппарате «Экспресс-1000» (Спутниковая платформа «Экспресс-1000». Учебное пособие / под ред. В.А. Бабука, Н.А. Тестоедова, Санкт-Петербург, 2015).
Ее каркас состоит из двух прямоугольных секций, шарнирно соединенных между собой с возможностью складывания.
Недостатком данной конструкции является низкая компактность в сложенном состоянии, т.к. сложенный пакет по своим габаритам не может быть меньше размеров в плане одной секции; кроме этого, такие каркасы при раскрытии оказывают существенное вредное динамической влияние на стабилизацию космического аппарата.
Известен каркас солнечной батареи (Крылов А.В., Чурилин С.А. Моделирование раскрытия солнечных батарей различных конфигураций. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. «Машиностроение», 2011, №1. С. 106-112).
Данный каркас состоит из прямоугольных секций, шарнирно соединенных между собой по боковым кромкам с возможностью складывания, имеющий конфигурацию топологического дерева с дополнительными боковыми секциями и снабженный системой тросовой синхронизации.
Недостатком является низкая компактность конструкции, сложная система синхронизации раскрытия и снижения динамического влияния на точность стабилизации космического аппарата.
Известен каркас солнечной батареи (Патент RU 2247683 С1 «Модульная конструкция космического аппарата», авторов Медведева А.А., Недайводы А.К., Радугина И.С.и др., опубл. 10.03.2005, бюл. №7), состоящий из прямоугольных секций, шарнирно связанных между собой по кромкам с возможностью складываться с пониженным вредным динамическим влиянием на точность стабилизации космического аппарата за счет повышенной жесткости их конструкции и использования привода раскрытия солнечных батарей с устройством динамической разгрузки или пологим законом нарастания управляющего момента.
Недостатком данной конструкции являются низкая компактность солнечной батареи в сложенном состоянии при выведении на орбиту, сложность и большой вес привода раскрытия с устройством динамической разгрузки для повышения точности стабилизации космического аппарата.
Данная конструкция принята за прототип.
Проблема заключается в необходимости разработки конструкции с максимальной компактностью, весовой эффективностью и минимальным вредным динамическим воздействием раскрытия на точность стабилизации космического аппарата.
Технический результат, на достижение которого направлена заявляемая полезная модель, заключается в повышении компактности в сложенном виде при выведении на орбиту при силовом корпусе космического аппарата призматической формы, упрощении механизма развертывания и кинематики развертывания солнечной батареи с исключением электромеханических, электрических, пневмогидравлических приводов, а также снижении динамического влияния процесса раскрытия каркаса на точность стабилизации космического аппарата.
Технический результат достигается тем, что в трансформируемом каркасе солнечной батареи, состоящем из плоских секций, соединенных между собой шарнирами, и механизмов развертывания каркаса, новым является то, что секции имеют форму параллелограммов четырех видов, из которых первого и второго вида и третьего и четвертого вида попарно имеют равные длинные стороны, а первого и третьего вида и второго и четвертого вида- равные короткие стороны и шарнирно соединены одинаковыми сторонами с образованием складчатой структуры типа «чешуйчатого» z-гофра, имеющего в развернутом состоянии плоскую поверхность, а в сжатом состоянии представляющего собой плоский блок, состоящий из секций с малым углом их наклона к горизонтальной поверхности, а шарниры имеют форму скобы с двумя фиксированными положениями, соответствующими компактному и развернутому состоянию каркаса, и выполняют роль механизмов развертывания.
Сущность полезной модели показана на Фиг. 1-3.
Здесь: Фиг. 1, поз. 1-4 - секции каркаса, имеющие форму параллелограммов; 5 - упругие шарниры; Фиг. 1, а - разметка, соответствующая складчатой структуре типа «чешуйчатый» z-гофр; Фиг. 1, б - упругий шарнир: А - в сложенном состоянии, Б - в развернутом состоянии; Фиг. 1, е - трансформирование «чешуйчатого» z-гофра; Фиг. 2 - корпус космического аппарата с трансформируемым каркасом на этапах его развертывания, где а - верхний и нижний каркасы в собранном транспортном положении, б - разворот каркасов на 180° перед раскрытием, в-д - процесс раскрытия верхнего каркаса (нижний условно не показан), е - каркас в раскрытом положении; 6 - верхний каркас; 7 - узел крепления каркаса к корпусу; 8 - корпус космического аппарата; Фиг. 3 - изменение угла наклона большей грани каркаса и высоты блока в процессе трансформирования-раскрытия: а - угол наклона большей грани каркаса; h - высота блока.
Трансформируемый каркас (Фиг. 1) состоит из секций 1-4, соединенных между собой шарнирами 5 и прикрепленных к корпусу космического аппарата. Секции 1-4 имеют форму параллелограммов четырех видов, при этом секции видов 7 и 2 и видов 3 и 4 попарно имеют равные длинные стороны, а видов 1 и 3 и видов 2 и 4 - равные короткие стороны, и шарнирно соединены одинаковыми сторонами таким образом, что по всем сторонам образуется складчатая структура типа «чешуйчатого» z-гофра, имеющего в развернутом состоянии плоскую поверхность, а в сжатом состоянии представляющего собой плоский блок, состоящий из секций с малым углом их наклона к горизонтальной поверхности, а упругие шарниры 5 имеют форму скобы с двумя фиксированными положениями, соответствующими компактному и развернутому положению каркаса (виды А и Б соответственно) и выполняют роль механизмов развертывания.
Секции каркаса в форме параллелограммов могут быть выполнены как сэндвич-панели с сотовым заполнителем, рамы с натянутыми по площади струнами. Крепление каркаса к корпусу космического аппарата должно включать моментные узлы, один из которых должен быть фиксированным, а остальные узлы должны обеспечивать скольжение элементов каркаса вдоль направляющей на его боковой поверхности, чтобы была возможность реализации трансформирования складчатой структуры в двух направлениях, в том числе вдоль оси корпуса.
Само раскрытие каркаса реализуется за счет упругих сил, накопленных в упругих шарнирах, объединяющих секции в каркас. Процесс изменения угла наклона большей грани каркаса и высоты блока в процессе трансформирования-раскрытия представлен на Фиг. 3.
Предлагаемый трансформируемый каркас имеет повышенную компактность при выведении на орбиту в силу того, что его конструкция является складчатой структурой типа «чешуйчатого» z-гофра, а значит, при складывании из развернутого положения в компактное размеры каркаса сокращаются сразу в двух направлениях: перпендикулярно оси космического аппарата и вдоль оси космического аппарата. Каркас принимает плоскую форму, что обеспечивает плотное прилегание к силовому корпусу космического аппарата. В существующих прототипах размеры сокращаются только в перпендикулярном к оси космического аппарата направлении, а вдоль оси остаются прежними.
При раскрытии предлагаемого каркаса из компактного положения в рабочее развернутое динамическое влияние процесса раскрытия на точность стабилизации космического аппарата является минимальным. В отличие от прототипов складчатая структура типа «чешуйчатого» зигзагообразного гофра в любом промежуточном положении трансформирования является статически стабильной, т.е. все моменты от упругих шарниров уравновешены относительно срединной поверхности каркаса, а силы раскрытия сводятся в одну срединную плоскость каркаса. Таким образом, ускорение и само движение раскрытия происходят только в срединной плоскости каркаса и уравновешиваются таким же движением трансформируемого каркаса, расположенного с симметрично противоположной стороны корпуса.
Таким образом, предложен трансформируемый каркас, имеющий высокое массовое совершенство и упрощенный механизм развертывания за счет простых по конструкции упругих шарниров с исключением электро-пневмо-механических приводов, обеспечивающий компактность и минимальное динамическое влияние процесса раскрытия на точность стабилизации космического аппарата.