РАЗВЕРТЫВАЕМАЯ КРУПНОГАБАРИТНАЯ ДВУХЗЕРКАЛЬНАЯ АНТЕННА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
DEPLOYABLE LARGE-SIZE DOUBLE-MIRROR ANTENNA OF SPACECRAFT

Изобретение относится к космической технике, в частности к развертываемым (раскрываемым) крупногабаритным двухзеркальным антеннам с высокоточными отражающими поверхностями главного зеркала и контррефлектора, главное параболическое зеркало которого, например, имеет диаметр более 6,5 м, а поверхность контррефлектора образована гиперболоидом вращения.
В настоящее время вышеуказанные антенны с высокоточными отражающими поверхностями главного зеркала и контррефлектора, установленного на опорах-кронштейнах в фокусе главного зеркала, применяют в составе разрабатываемых космических телескопов, например, главное зеркало космического телескопа James Webb имеет диаметр 6,5 м с среднеквадратичным отклонением (СКО) профиля его отражающей поверхности от теоретического профиля параболоида вращения не более 0,02 мм - см. «Центр научно-технической информации «Поиск». Бюллетень «Информационные новости». Выпуски: №42, октябрь 2005 г., лист 16; №48, ноябрь 2005 г., лист 12» [1], информация которых взята за прототип.
В процессе разработки авторами крупногабаритной двухзеркальной антенны космического аппарата (см. фиг.1, где: 1 - космический аппарат; 2 - антенна; 2.1 - главное зеркало; 2.2 - контррефлектор; 2.3 - опоры-кронштейны), имеющей рефлектор с диаметром раскрыва 12 м, установлено, что, кроме высокоточных отражающих поверхностей главного параболического зеркала (например, СКО не более 0,02 мм) и гиперболического контррефлектора (например, СКО не более 0,007 мм), в конструкции указанной антенны необходимо обеспечивать высокоточное расположение фокуса контррефлектора вблизи фокуса главного зеркала (например, с отклонением не более 0,01 мм).
Анализ источников информации по патентным и научно-техническим материалам показал, что в настоящее время неизвестны технические решения, обеспечивающие вышеуказанное высокоточное взаимное расположение главного зеркала и контррефлектора вышеуказанной разрабатываемой антенны.
В процессе разработки вышеуказанной антенны авторами установлено, что такое высокоточное взаимное расположение контррефлектора и главного зеркала с диаметром 12 м (с учетом погрешностей изготовления и сборки их, монтажа антенны на космическом аппарате и возможным влиянием механических воздействий на участке выведения) возможно реализовать, только применив специальное конструктивное решение.
Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеуказанного недостатка.
Поставленная цель достигается выполнением конструкции развертываемой крупногабаритной двухзеркальной антенны космического аппарата, содержащей главное параболическое зеркало, образованное после развертывания секций отражающих поверхностей, выполненных из жесткого материала, и гиперболический контррефлектор-облучатель, установленный на опорах-кронштейнах вблизи фокуса главного зеркала, расположенных под углом к продольной оси контррефлектора, таким образом, что каждая из четырех симметрично расположенных размеростабильных опор контррефлектора выполнена с возможностью изменения углового положения каждой опоры и соединена подвижным соединением с автономным шаговым электромеханическим приводом, которые прикреплены к общему основанию, имеющему возможность линейного взаимно перпендикулярного движения в плоскости, перпендикулярной к оси контррефлектора, осуществляемого автономными шаговыми электромеханическими приводами, при этом вышеуказанные электромеханические приводы соединены с блоком управления их работой, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.
В результате анализа, проведенного авторами, известной патентной и научно-технической литературы предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого технического решения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемой развертываемой крупногабаритной двухзеркальной антенне космического аппарата.
Сущность изобретения поясняется фиг.2, где изображена принципиальная схема реализации предложенного авторами технического решения: 1 - космический аппарат; 2 - антенна; 2.1 - главное зеркало; 2.1.1 - прорезь (для прохода кронштейна 2.3); 2.2 - контррефлектор; 2.3 - четыре симметрично расположенные опоры-кронштейны; 2.3.1 - шаровая опора; 2.4 - четыре шаговых электромеханических привода (с предохранительной муфтой); выходной вал каждого электромеханического привода и концевая часть каждой опоры, расположенной снаружи главного зеркала, образуют, например, пару «винт-гайка»; 2.5 - блок управления работой электромеханических приводов; 2.6 - общее основание, на котором неподвижно установлены четыре шаговых электромеханических привода 2.4; 2.7 - два шаговых электромеханических привода, соединенные через муфту сцепления 2.7.1 с общим основанием 2.6 (в исходном положении).
//
Проведенный численный анализ показал, что в условиях эксплуатации разрабатываемой антенны на орбите в наихудших случаях потребуются (с коэффициентом запаса, равным 3) линейные перемещения по осям X, Y, Z не более 1,5 мм, а углы поворота вокруг осей Y, Z - не более 20, и отработку таких величин линейных перемещений и углов поворота гарантированно обеспечит предложенное авторами техническое решение.
В условиях эксплуатации космического аппарата 1 на орбите в исходном положении главное зеркало 2.1 антенны 2 раскрыто в рабочем положении.
В процессе эксплуатации, например на начальном этапе эксплуатации космического аппарата 1 после выведения его в заданную точку орбиты, проверяют совместно работу антенны 2, например, с антенной другого космического аппарата и, при необходимости, уточняют согласованное взаимное положение контррефлектора 2.2 относительно главного зеркала 2.1 проверяемой антенны 2. И, при необходимости, включением в работу блока управления 2.5, который в соответствии с поданными с Земли командами включает, например, в работу одновременно все четыре электромеханических привода 2.4 в одном направлении на определенное количество шагов, и контррефлектор 2.2 перемещается в направлении продольной оси Х его (или главного зеркала 2.1) на требуемое уточняющее расстояние; а при необходимости поворота контррефлектора 2.2 на требуемый угол включаются одновременно в работу противоположно расположенные электромеханические приводы 2.4, при этом их выходные валы вращаются в противоположном направлении на одинаковое количество шагов (при этом противоположные кронштейны движутся в одну и ту же сторону), и контррефлектор 2.2 на шаровых опорах 2.3.1 поворачивается на требуемый угол поворота; в случае необходимости, например, изменения положения контррефлектора 2.2 в направлении оси Y (или оси Z) сперва один из электромеханических приводов 2.7 включается в работу на отцепление его муфты 2.7.1 от общего основания 2.6 (что обеспечивается с соответствующим направлением вращения выходного вала электромеханического привода), затем включается в работу второй электромеханический привод 2.7 и в результате выдвижения его выходного вала муфтой сцепления 2.7.1 на соответствующую величину изменится положение общего основания 2.6 и, следовательно, контррефлектора 2.2, в направлении оси Y (или оси Z).
Предложенное техническое решение обеспечивает пять степеней свободы контррефлектора 2.2: возможны линейное изменение положения его по направлениям осей X, Y, Z и поворот его вокруг осей Y и Z космического аппарата (поворота вокруг оси Х не требуется, т.к. контррефлектор 2.2 имеет симметричную конфигурацию относительно оси X). В результате такого уточнения положения контррефлектора 2.2 относительно главного зеркала 2.1 радиотехнические характеристики антенны в дальнейшем будут оптимально удовлетворять требуемым условиям эксплуатации ее и космического аппарата в целом.
Таким образом, как следует из вышеизложенного, предложенное авторами новое техническое решение обеспечивает устранение возможного недопустимого отклонения положения контррефлектора относительно главного зеркала и приведение их отражающих поверхностей во взаимно согласованное рабочее положение в условиях эксплуатации космического аппарата на орбите и тем самым достигаются цели изобретения.