УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ НАВЕСНЫМ ЭЛЕМЕНТОМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Полезная модель относится к космической технике и преимущественно может быть использована для управления положением навесного элемента, шарнирно установленного на космическом аппарате, например, панели солнечной батареи или антенны.
Известны устройства для выдвижения полезной нагрузки из космического аппарата (2191148 С2, 2002; RU 2302981 С2, 2007), которые в общей для них части содержат несколько установленных на космическом аппарате параллельных направляющих рельсов, привод выдвижения с гибким приводным элементом, протянутым вдоль одного из рельсов и прикрепленным к полезной нагрузке, установленные на полезной нагрузке каретки с роликами, находящимися во взаимодействии с направляющими рельсами, и фиксирующий элемент. Указанные известные устройства обеспечивают выдвижение и фиксацию полезной нагрузки путем поступательного перемещения, но не могут быть использованы для изменения положения элементов, шарнирно установленных на космическом аппарате.
Известны устройства фиксации шарнирного узла (RU 2250863 С2, 2005; RU 2388544 C1, 2009), которые в общей для них части содержат установленные на оси две поворотные детали, на одной из которых установлен подпружиненный фиксирующий элемент, а на второй - элемент взаимодействия с фиксирующим элементом. Указанные известные устройства используют для фиксации положения навесного элемента, шарнирно установленного на космическом аппарате, например, панели солнечной батареи или антенны.
Вместе с тем, все перечисленные аналогичные технические решения обеспечивают выдвижение или разворот в рабочее положение навесного элемента космического аппарата после выведения последнего на орбиту, а также его фиксацию, но не позволяют в дальнейшем управлять положением этого навесного элемента.
Наиболее близким по технической сущности и функциональным возможностям к устройству для управления навесным элементом летательного аппарата, являющегося предметом настоящей полезной модели, является командная аппаратура управления ориентацией спутника (US 3768756 А, 1973), которая содержит установленный на корпусе спутника шарнир крепления навесного элемента с приводом, снабженным управляемым тормозным механизмом в виде фрикционного элемента, и блок управления, подключенный к приводу. При функционировании ближайшего аналога демпфирование колебаний навесного элемента осуществляется тормозным механизмом привода.
Во-первых, поскольку тормозящий момент прикладывается в шарнире крепления навесного элемента, недостатком ближайшего аналога является недостаточно эффективное демпфирование его упругих колебаний.
Во-вторых, при угловой стабилизации спутника или в случае необходимости изменения его ориентации, которые связаны, например, с решением задачи наблюдения за земной поверхностью, при использовании ближайшего аналога осуществляется угловой разворот корпуса спутника вместе с навесным элементом. При этом существенное значение момента инерции спутника с навесным элементом обусловливает значительную величину длительности переходного процесса углового движения, а также приводит к существенному расходу рабочего тела системы управления угловым движением или электрической энергии, потребляемой ею.
Задачами настоящей полезной модели являются повышение эффективности демпфирования упругих колебаний навесного элемента, снижение длительности переходного процесса управления угловым движением летательного аппарата и уменьшение расхода рабочего тела системы управления угловым движением летательного аппарата или электрической энергии, потребляемой ею.
Поставленные задачи решены, согласно настоящей полезной модели, тем, что устройство для управления навесным элементом летательного аппарата, содержащее, в соответствии с ближайшим аналогом, установленный на корпусе летательного аппарата шарнир для крепления навесного элемента с приводом, управляемый фрикционный элемент и блок управления, подключенный к приводу и фрикционному элементу, отличается от ближайшего аналога тем, что оно снабжено фиксирующим элементом, шарнирно присоединенным к навесному элементу, управляемый фрикционный элемент выполнен охватывающим фиксирующий элемент и шарнирно присоединен к корпусу летательного аппарата, а привод снабжен управляемой муфтой, подключенной к блоку управления.
При этом фиксирующий элемент выполнен в виде стержня, шарнирно присоединенного одним концом к навесному элементу, и тогда управляемый фрикционный элемент выполнен в виде полого цилиндра, закрытого с торцов направляющими втулками, заполненного шариками из магнитомягкого материала и снабженного подключенной к блоку управления электрической обмоткой, а стержень установлен в отверстиях направляющих втулок с возможностью осевого перемещения.
Снабжение устройства для управления навесным элементом летательного аппарата фиксирующим элементом, шарнирно присоединенным к навесному элементу, выполнение управляемого фрикционного элемента охватывающим фиксирующий элемент и шарнирное присоединение управляемого фрикционного элемента к корпусу летательного аппарата обеспечивают повышение эффективности демпфирования упругих колебаний навесного элемента, поскольку при фиксации фрикционным элементом фиксирующего элемента образуется треугольная по форме жесткая конструкция, в которую входят навесной элемент, фиксирующий элемент и установленные на корпусе летательного аппарата шарнир для крепления навесного элемента и шарнир для крепления управляемого фрикционного элемента.
Снабжение устройства для управления навесным элементом летательного аппарата фиксирующим элементом, шарнирно присоединенным к навесному элементу, выполнение управляемого фрикционного элемента охватывающим фиксирующий элемент и шарнирное присоединение управляемого фрикционного элемента к корпусу летательного аппарата, а также снабжение привода управляемой муфтой, подключенной к блоку управления, позволяют при управлении угловым движением летательного аппарата осуществить выключение управляемой муфты и управляемого фрикционного элемента, обеспечивающее придание навесному элементу степени свободы относительно корпуса летательного аппарата, что приводит к уменьшению момента инерции летательного аппарата и обеспечивает снижение длительности переходного процесса управления угловым движением летательного аппарата и уменьшение расхода рабочего тела системы управления угловым движением летательного аппарата или электрической энергии, потребляемой ею.
Отмеченное свидетельствует о решении декларированных выше задач настоящей полезной модели благодаря наличию у устройства для управления навесным элементом летательного аппарата перечисленных выше отличительных признаков.
На фиг.1 приведена конструктивная схема устройства для управления навесным элементом летательного аппарата, где 1 - корпус летательного аппарата, 2 - навесной элемент, 3 - шарнир с приводом, 4 - фрикционный элемент, 5 - стержень, 6 - первый шарнир, 7 - второй шарнир и 8 - блок управления.
На фиг.2 показан схематичный осевой разрез фрикционного элемента 4, где 9 - цилиндр, 10 - направляющая втулка, 11 - шарик и 12 - обмотка.
Устройство для управления навесным элементом летательного аппарата содержит установленный на корпусе 1 летательного аппарата шарнир 3 с приводом, снабженным управляемой муфтой (на чертежах не показана). К шарниру 3 с приводом присоединен навесной элемент 2, например, панель солнечной батареи или антенна. Устройство содержит фиксирующий элемент в виде стержня 5, который присоединен к навесному элементу 2 с помощью первого шарнира 6. Устройство содержит управляемый фрикционный элемент 4, который присоединен к корпусу 1 летательного аппарата с помощью второго шарнира 7. Фрикционный элемент 4 выполнен в виде полого цилиндра 9, закрытого с торцов двумя направляющими втулками 10, и охватывает стержень 5, пропущенный через отверстия направляющих втулок 10. Фрикционный элемент 4 снабжен электрической обмоткой 12, а полость его цилиндра 9 заполнена шариками 11, выполненными из магнитомягкого материала. Устройство также содержит блок 8 управления, выходы которого подключены к приводу и управляемой муфте шарнира 3 с приводом, а также к обмотке 12 фрикционного элемента 4.
Устройство для управления навесным элементом летательного аппарата работает следующим образом.
Для разворота навесного элемента 2 относительно корпуса 1 летательного аппарата, например, с целью ориентации панели солнечной батареи на Солнце или антенны на источник радиоизлучения, сигналами с блока 8 управления включается управляемая муфта шарнира 3 с приводом и выключается фрикционный элемент 4, а привод в соответствии с поступившем на него сигналом с блока 8 управления поворачивает относительно корпуса 1 летательного аппарата навесной элемент 2 в шарнире 3 с приводом. При этом стержень 5 свободно перемещается в отверстиях направляющих втулок 10 охватывающего его фрикционного элемента 4 и поворачивается вместе с фрикционным элементом 4 в первом и втором шарнирах 6 и 7, не препятствуя повороту навесного элемента 2.
По окончании разворота навесного элемента 2 прекращается формирование блоком 8 управления управляющего сигнала для привода. Одновременно блок 8 управления подает на обмотку 12 фрикционного элемента 4 напряжение, вызывающее протекание в ней электрического тока и возникновение внутри цилиндра 9 магнитного поля. В результате взаимодействия намагниченных шариков 11 и стержня 5 возникают силы трения, которые препятствуют возвратно-поступательному движению стержня 5 внутри цилиндра 9 и, следовательно, колебательному движению навесного элемента 2, демпфируя его. Затем с блока 8 управления на обмотку 12 фрикционного элемента 4 подается более высокое напряжение, создаваемый которым электрический ток приводит к возникновению магнитного поля, обеспечивающего фиксацию шариками 11 стержня 5 внутри цилиндра 9. В результате этого навесной элемент 2 оказывается зафиксированным относительно корпуса 1 летательного аппарата, что позволяет изменять ориентацию корпуса 1 летательного аппарата совместно с навесным элементом 2 с использованием системы управления угловым движением летательного аппарата.
Для разворота корпуса 1 летательного аппарата, выполняемого, например, с целью наблюдения определенного участка земной поверхности, при сохранении углового положения в инерциальном пространстве навесного элемента 2, обеспечивающего, например, ориентацию панели солнечной батареи на Солнце или антенны на источник радиоизлучения, сигналами с блока 8 управления выключается управляемая муфта шарнира 3 с приводом и фрикционный элемент 4. Под действием управляющего момента, создаваемого исполнительными органами системы управления угловым движением летательного аппарата, корпус 1 летательного аппарата поворачивается относительно его центра масс. При этом стержень 5 свободно перемещается в отверстиях направляющих втулок 10 охватывающего его фрикционного элемента 4 и поворачивается вместе с фрикционным элементом 4 в первом и втором шарнирах 6 и 7. Ввиду отсутствия жесткой механической связи между корпусом 1 летательного аппарата и навесным элементом 2, навесной элемент 2 не участвует в угловом движении, сохраняя свое угловое положение в инерциальном пространстве.
По окончании разворота корпуса 1 летательного аппарата с блока 8 управления на обмотку 12 фрикционного элемента 4 вновь подается напряжение, приводящее к фиксации стержня 5 внутри фрикционного элемента 4 и, следовательно, навесного элемента 2 относительно корпуса 1 летательного аппарата.
Таким образом, полезная модель обеспечивает повышение эффективности демпфирования упругих колебаний навесного элемента, снижение длительности переходного процесса управления угловым движением летательного аппарата и уменьшение расхода рабочего тела системы управления угловым движением летательного аппарата или электрической энергии, потребляемой ею.