ЗОНТИЧНАЯ АНТЕННА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
UMBRELLA-TYPE ANTENNA OF SPACE VEHICLE

Изобретение относится к космической технике, в частности к зеркальным антеннам с раскрываемым (развертываемым) крупногабаритным (с диаметром 10-12 м и более) осенесимметричным рефлектором зонтичного типа с вынесенным облучателем.
В настоящее время на телекоммуникационных спутниках широко используются зонтичные антенны с развертываемым крупногабаритным (осесимметричным или осенесимметричным) рефлектором: см. конструкции таких антенн на стр. 7-12 в монографии «Гряник М.В., Ломан В.И.. Развертываемые зеркальные антенны зонтичного типа. М.: «Радио и связь», 1987» [1], согласно патентам Российской Федерации (РФ) №№2350519 [2], 2370865 [3].
Вышеуказанные антенны, установленные на космических аппаратах, на участке выведения их на рабочую орбиту находятся в свернутом, транспортировочном положении.
После выведения космического аппарата в рабочую точку орбиты рефлектор антенны из транспортировочного положения в требуемое рабочее положение, например, согласно [2] (стр. 9, колонка 10), раскрывается в следующей последовательности:
- осуществляются выдвижение и поворот штанги космического аппарата и прикрепленного к ней рефлектора в транспортировочном положении в соответствующее рабочему рефлектору положение;
- после этого раскрывается сетеполотно рефлектора в рабочее (штатное) положение.
0
0
2
2'
2'
Таким образом, после выведения космического аппарата в рабочую точку орбиты рефлектор антенны с помощью специального устройства раскрывается из транспортировочного положения в требуемое рабочее положение, а затем (в дальнейшем периодически в процессе эксплуатации, например, в случае перенацеливания) наводится, с необходимой точностью, например, на заданную область облучения. Известна конструкция вышеуказанного устройства согласно источнику: "INTERNAL THALES ALENIA SPACE. Reference: 200468125K. Ref Ext: AM5-ADPM-TN-091158. Date: 10/09/2009. Issue: 01. Page: 6/22, 7/22, 8/22" [4]. Известное устройство [4] (см. фиг.1) поворота и наведения рефлектора антенны (ADPM) включает в себя следующие основные элементы: 4 - устройство поворота и наведения рефлектора 2' антенны (1' - вынесенный облучатель антенны; 5 - корпус космического аппарата; X, Y - оси космического аппарата); 4.1 - первый узел, включающий в себя первый привод вращения вокруг первой оси - вокруг оси Y устройства 4 с первым фланцем 4.1.1, присоединенным неподвижно с корпусом 5 космического аппарата; 4.2 - второй узел, включающий в себя второй привод вращения вокруг второй оси - вокруг оси Х устройства 4 с первым фланцем второго привода вращения 4.2.1, соединенным неподвижно с торцом штанги 3, другой свободный конец которой неподвижно присоединен к ступице 2'.4 рефлектора 2', имеющего относительно небольшой диаметр, например, до 3 м; поворот рефлектора 2' в требуемое рабочее положение (до наведения рефлектора с требуемой точностью на заданную область облучения) происходит благодаря одновременной работе обоих узлов 4.1 и 4.2 (см. на странице 6/22 раздел 4), а наведение рефлектора с требуемой точностью на заданную область облучения включением в работу обоих узлов 4.1 и 4.2 по раздельности (согласно заданной циклограмме их работы). На фиг.2 изображена принципиальная схема антенны с рефлектором, имеющим относительно небольшой диаметр, например, до 3 м, где: вынесенный облучатель 1'; рефлектор 2', включающий в себя: центральный узел 2'.1 с фланцем 2'.1.1; шарнирно соединенный с ним силовой каркас, выполненный в виде спиц 2'.2, механически связанный с сетеполотном 2'.3; ступицу 2'.4 (или мачту), прикрепленную к центральному узлу 2'.1 с противоположной стороны от раскрыва рефлектора 2'; оттяжки 2'.5; O - вершина рефлектора; Х и Y - оси рефлектора; 5 - корпус космического аппарата.
0
0
y0
x0
2'
2
На фиг.3 изображена принципиальная схема наведения рефлектора антенны с относительно небольшим диаметром (например, до 3 м) и крупногабаритного рефлектора с диаметром, например, 12 м, где: X, Y - оси космического аппарата; Х, Y - вторая и первая оси вращения устройства 4 поворота и наведения рефлектора антенны; ω, ω - направления вращения рефлектора 2' (или 2) вокруг осей вращения вышеуказанного устройства 4; 5 - корпус космического аппарата; r, r - расстояние от осей симметрии рефлекторов 2', 2 до оси Х космического аппарата.
Проведенный анализ показал (см. фиг.3), что, когда известное устройство [4] применяется для обеспечения работы рефлектора 2' относительно небольших разметов (с диаметром до 3 м, массой до 5 кг), удаленного в условиях эксплуатации на орбите от оси, например, X космического аппарата на относительно небольшое расстояние (около ≈3 м), возмущающие космический аппарат импульсы момента силы, возникающие в процессе наведения (или периодического уточнения наведения рефлектора в процессе эксплуатации, а также при перенацеливании рефлектора на новую требуемую область облучения), относительно невелики и, следовательно, затраты рабочего тела системы ориентации и стабилизации (СОС), необходимые для парирования этих возмущений, также относительно небольшие.
Когда это известное устройство [4] применяется для обеспечения работы рассматриваемого крупногабаритного рефлектора 2, (например, с диаметром 12 м, массой до 40-100 кг), удаленного в условиях эксплуатации на орбите от оси, например, X космического аппарата на расстояние, равное не менее размера диаметра рефлектора, возмущающие космический аппарат импульсы момента сил, возникающие в процессе вышеуказанных наведений рефлектора (например, при вращении его вокруг оси Х космического аппарата), существенно возрастают (как показывают расчеты, не менее чем на два порядка), т.е. потребные расходы рабочего тела также существенно возрастут (см. Л.И.Каргу. Система угловой стабилизации космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1980; л.10 (второй абзац снизу), л.11), т.к., например, в случае вращательного движения рефлектора вокруг оси Х космического аппарата в процессе наведения рефлектора (как известно из теории: см. Л.А.Сена. Единицы физических величин и их размерности. - М.: Наука, 1988; стр.154-158)
,
где М - момент силы;
ΔL - прирост момента количества движения;
Δτ - время действия момента силы;
J - момент инерции рефлектора;
m - масса рефлектора;
r - расстояние от оси рефлектора до оси космического аппарата;
Δω - прирост величины угловой скорости вращения рефлектора вокруг оси космического аппарата в процессе наведения его) имеем следующую оценку отношения величин импульсов моментов сил, возникающих в процессе наведения рефлекторов с диаметром 12 м и 3 м:
Кроме того, как показал анализ, возникновение больших величин импульсов моментов сил при наведении рефлектора, соединенного с космическим аппаратом с относительно длинной штангой, потребует для обеспечения заданной точности наведения выполнения штанги с более высоким коэффициентом жесткости (для уменьшения величины деформации штанги), т.е. штанга должна быть выполнена с более высокой массой.
Таким образом, существенными недостатками крупногабаритного рефлектора антенны, в составе конструкции которого применяется известное устройство поворота и наведения рефлектора, являются относительно большие импульсы момента силы, возникающие при наведении рефлектора на заданную область облучения, и необходимость увеличения жесткости штанги, обуславливающие увеличение массы космического аппарата.
Как показал анализ, проведенный авторами, наилучшим образом (с обеспечением минимально возможной массы дополнительной конструкции и простоты управления рефлектором) вышеуказанные недостатки устраняются следующим образом: в составе конструкции рефлектора необходимо предусмотреть устройство поворота его в пространстве и наведения, обеспечивающее два режима его работы:
1) после выведения штанги с прикрепленным к ней нераскрытым рефлектором в требуемую рабочую зону начальный поворот рефлектора в пространстве на требуемый рабочий угол (например, в диапазоне (30-35)°);
''
2) после раскрытия сетеполотна в рабочее положение уточнение рабочего положения - наведение рефлектора путем поворота его в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на требуемый уточненный угол (например, в диапазоне ±3,5° с погрешностью не более 20).
''
Таким образом, на основе проведенного авторами анализа, устройство поворота и наведения рефлектора должно содержать два фланца: первый фланец должен быть прикреплен как можно ближе к вершине рефлектора - к расположенному со стороны раскрыва рефлектора фланцу центрального узла и должен обеспечивать уточняющий поворот этого фланца (с раскрытым рефлектором) на требуемый рабочий угол в диапазоне ±3,5° с погрешностью не более 20; второй фланец должен быть соединен с торцом штанги (например, с применением принципа шарнирного соединения) и обеспечивать начальный поворот этого фланца устройства (т.е. устройства поворота и наведения с нераскрытым рефлектором) на требуемый рабочий угол в диапазоне (30-35)°.
Наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемой зонтичной антенны космического аппарата является антенна, выполненная с применением устройства [4].
Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеперечисленных существенных недостатков.
Поставленная цель достигается выполнением конструкции зонтичной антенны космического аппарата, состоящей из вынесенного облучателя и раскрываемого рефлектора, включающего в себя центральный узел с фланцем со стороны раскрыва рефлектора, шарнирно соединенный с ним силовой каркас, выполненный в виде спиц, механически связанный с сетеполотном, ступицу, прикрепленную к центральному узлу с противоположной стороны от раскрыва рефлектора, которая в районе свободного торца с помощью оттяжек единым центром соединена со спицами, устройство поворота и наведения рефлектора, таким образом, что рефлектор снабжен устройством поворота и наведения рефлектора, состоящим из двух узлов: первого узла, обеспечивающего начальный поворот в пространстве нераскрытого рефлектора после выдвижения его в рабочую зону на рабочий угол в широком диапазоне, причем его фланец, например, являющийся вторым фланцем устройства, соединен с торцом штанги космического аппарата, и второго узла, обеспечивающего после раскрытия сетеполотна в рабочее положение уточняющее наведение рефлектора в пространстве в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на угол в узком диапазоне, при этом его фланец, например, являющийся первым фланцем устройства, прикреплен к фланцу центрального узла рефлектора, что и является, по мнению авторов, существенным отличительным признаком 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 зонтичной антенне космического аппарата.
2
2
Сущность изобретения поясняется фиг.4, где изображен общий вид предложенной авторами зонтичной антенны космического аппарата, которая содержит следующие основные элементы: вынесенный облучатель 1; раскрываемый рефлектор 2, включающий в себя центральный узел 2.1, шарнирно соединенный с ним силовой каркас, выполненный в виде спиц 2.2, механически связанный с сетеполотном 2.3; ступицу 2.4, прикрепленную к центральному узлу 2.1 с противоположной стороны от раскрыва рефлектора 2, которая в районе свободного торца с помощью оттяжек 2.5 единым центром соединена со спицами 2.2; устройство поворота и наведения рефлектора 2.7, состоящее из двух узлов: первого узла 2.7.1, обеспечивающего начальный поворот в пространстве нераскрытого рефлектора 2 на рабочий угол в широком диапазоне, причем его фланец 2.7.1.1, являющийся вторым фланцем устройства 2.7, соединен с торцом 3.1 штанги 3 космического аппарата; и второго узла 2.7.2, обеспечивающего после раскрытия сетеполотна 2.3 в рабочее положение уточняющий поворот рефлектора 2 в пространстве в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, проходящих через вершину O рефлектора, на угол в узком диапазоне, при этом его фланец 2.7.2.1, являющийся первым фланцем устройства 2.7, прикреплен к фланцу 2.1.1 центрального узла рефлектора 2, расположенному со стороны раскрыва рефлектора 2 вблизи вершины O рефлектора.
''
В условиях эксплуатации предложенной антенны на орбите позиционирование (расположение) ее рефлектора относительно облучателя или относительно заданной области излучения с требуемой погрешностью не более 20 осуществляют следующим образом.
В исходном положении космический аппарат выведен в рабочую точку орбиты (с определенной погрешностью).
По командам с Земли или в автоматическом режиме по командам бортового блока управления позиционирование рефлектора в штатное рабочее положение осуществляется в следующей последовательности:
- выдвигается в рабочую зону штанга 3 космического аппарата и присоединенное к его торцу 3.1 вторым фланцем 2.7.1.1 устройство поворота и наведения рефлектора 2.7, к первому фланцу 2.7.2.1 которого прикреплен рефлектор 2 в свернутом положении;
- включается в работу первый узел 2.7.1 устройства поворота и наведения рефлектора 2.7 и осуществляется поворот свернутого рефлектора 2 на заданный начальный рабочий угол поворота (например, из диапазона (30-35)° для компоновки антенны на космическом аппарате в случае применения для вывода его на орбиту ракеты-носителя типа «Протон-М»);
- осуществляется раскрытие сетеполотна 2.3 рефлектора 2 в рабочее положение;
''
- с учетом данных телеметрических измерений параметров антенны включается в работу второй узел 2.7.2 устройства поворота и наведения рефлектора 2.7: происходит наведение рефлектора 2 на облучатель (или на заданную область облучения) с погрешностью позиционирования не более 20, при этом уточняющие повороты рефлектора 2 в пространстве на соответствующую величину осуществляются в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, проходящих через вершину рефлектора, т.е. тем самым обеспечивается минимизация величин импульсов моментов сил относительно осей космического аппарата в результате уменьшения прироста моментов количества движения (кинетического момента) рефлектора (см. формулу и расчеты на л.4 и 5);
- при необходимости, включается в работу вышеуказанное устройство 2.7, например, при перенацеливании антенны, а также при периодическом контроле настройки рефлектора 2.
В дальнейшем при эксплуатации космического аппарата осуществляют постоянный телеметрический контроль рабочих параметров антенны и, при необходимости, периодически включается в работу второй узел 2.7.2 устройства поворота и наведения рефлектора 2.7.
Таким образом, как следует из вышеизложенного, предложенное авторами техническое решение обеспечивает минимизацию величин импульсов моментов сил, возникающих при эксплуатации рефлектора на орбите, и потребного коэффициента жесткости штанги космического аппарата, обеспечивая снижение массы его, тем самым достигается цель изобретения.
В настоящее время предложенное авторами техническое решение отражено в технической документации на вновь изготавливаемую антенну.