RU2231484C2 - Spacecraft - Google Patents

Abstract

FIELD: space engineering; designing spacecraft provided with radar and optical systems.

SUBSTANCE: proposed spacecraft includes case and solar battery panels. Mounted in between case and each solar battery panel are multi-member folding braces which are articulated on case at one end and on solar battery panels at other end at points selected on the condition of equality of sum of inertial forces of cantilever and root parts of panels at transversal oscillations; longitudinal axes of braces pass through center of mass of spacecraft.

EFFECT: reduction of time of transient processes; extended time for performing functional mission of spacecraft.

5 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при проектировании КА с радиотехническими и оптическими системами.The invention relates to space technology and can be used in the design of spacecraft with radio and optical systems.

Известен КА разработки ЦСКБ г. Самара, чертежи 11Ф624 0200-0 (разработки 80-х годов, прототип), состоящий из корпуса и диаметрально расположенных, консольно закрепленных на корпусе КА панелей солнечных батарей (СБ). Общий вид КА изображен на фиг.1. На фиг.2 изображены панели СБ в раскрытом положении. На фиг.3 - эпюра распределения поперечных ускорений при колебательных процессах.Famous spacecraft developed by TsSKB in Samara, drawings 11F624 0200-0 (development of the 80s, prototype), consisting of a body and diametrically located, cantileverly mounted on the body of the spacecraft solar panels (SB). General view of the spacecraft is shown in figure 1. Figure 2 shows the panel SB in the open position. Figure 3 - plot of the distribution of transverse accelerations in oscillatory processes.

Недостатком описанной конструкции является низкая производительность КА, т.к. при переходных процессах (переориентации КА или программных поворотах) из-за консольного закрепления, малой изгибной жесткости панели и значительных расстояний между центром масс КА и местом закрепления панели на корпус КА длительное время действуют знакопеременные силы и моменты. Вследствие этого возникают ограничения по времени на функционирование оптических и радиотехнических систем КА.The disadvantage of this design is the low performance of the spacecraft, because during transients (reorientation of the spacecraft or programmatic turns) due to cantilever fastening, low flexural rigidity of the panel and significant distances between the center of mass of the spacecraft and the place of fastening of the panel, alternating forces and moments act on the spacecraft for a long time. As a result of this, time limits arise for the functioning of the optical and radio engineering systems of the spacecraft.

Целью настоящего изобретения является увеличение производительности работы КА (времени работы его оптических и радиотехнических систем) путем уменьшения времени затухания угловых колебаний КА.The aim of the present invention is to increase the performance of the spacecraft (the operating time of its optical and radio systems) by reducing the decay time of the angular oscillations of the spacecraft.

Поставленная задача решается тем, что в космическом аппарате, состоящем из корпуса и солнечной батареи, между каждой панелью СБ и корпусом установлены многозвенные раскладывающиеся подкосы, причем одни концы подкосов шарнирно закреплены на корпусе КА, а другие концы шарнирно закреплены на панелях СБ в точках, выбранных из условия равенства суммы инерционных сил при поперечных колебаниях консольных и корневых частей панелей, при этом продольные оси подкосов проходят через центр масс КА.The problem is solved in that in the spacecraft, consisting of a hull and a solar battery, between each SB panel and the hull there are multilink folding struts, with one end of the struts hinged on the spacecraft’s hull and the other ends hinged on the SB panels at the points selected from the condition of equality of the sum of the inertial forces during transverse vibrations of the cantilever and root parts of the panels, while the longitudinal axis of the struts pass through the center of mass of the spacecraft.

На фиг.4 изображен общий вид КА. На фиг.5 - эпюра распределения поперечных ускорений по длине панели.Figure 4 shows a General view of the spacecraft. Figure 5 - plot of the distribution of transverse accelerations along the length of the panel.

На корпусе КА 1 (фиг.1) закреплены кронштейны 2, с помощью которых шарнирно закреплены панели СБ 3, состоящие из корневых частей 4 (фиг.5) длиной l₁, консольных частей 5 длиной l₂ и складывающихся многозвенных подкосов 6. Одни концы подкосов 6 шарнирно связаны с кронштейнами 7 корпуса КА 1. Другие концы подкосов 6 шарнирно закреплены на каждой из панелей 3 в точке х_п, которая выбрана из условия минимизации следующих интегралов:Brackets 2 are fixed on the body of KA 1 (Fig. 1), with the help of which the SB 3 panels are pivotally fixed, consisting of root parts 4 (Fig. 5) of length l ₁ , cantilever parts 5 of length l ₂ and folding multi-link struts 6. One ends the struts 6 are pivotally connected to the brackets 7 of the spacecraft body 1. The other ends of the struts 6 are pivotally mounted on each of the panels 3 at the point x _n , which is selected from the condition of minimizing the following integrals:

где m(х) - распределенная масса на длине панели;where m (x) is the distributed mass along the length of the panel;

у(х)=f(x)·sinωt - поперечные перемещения конструкции панели при изгибных колебаниях;y (x) = f (x) · sinωt - transverse displacements of the panel structure under bending vibrations;

ƒ(x) - форма 1-го тона изгибных колебаний панели;ƒ (x) - the form of the 1st tone of the bending vibrations of the panel;

ω - собственная круговая частота 1-го тона изгибных колебаний.ω is the natural circular frequency of the 1st tone of bending vibrations.

Кронштейны 7 установлены таким образом, чтобы продольные оси подкосов 6 пересекались в центре масс КА.The brackets 7 are mounted so that the longitudinal axis of the struts 6 intersect at the center of mass of the spacecraft.

После вывода КА на орбиту раскрываются панели СБ 3.After the spacecraft is launched into orbit, SB 3 panels are opened.

Подкосы 6 раскладываются, образуя пространственную конструкцию, у которой форма поперечных колебаний панели СБ будет соответствовать фиг.5.The struts 6 are expanded, forming a spatial structure, in which the transverse vibrations of the SB panel will correspond to figure 5.

Заявленное техническое решение приводит к сокращению длительности переходных процессов, что, в свою очередь, ведет к увеличению времени, в течение которого КА выполняет свою функциональную задачу.The claimed technical solution leads to a reduction in the duration of transients, which, in turn, leads to an increase in the time during which the spacecraft performs its functional task.

Claims (1)

Космический аппарат, состоящий из корпуса и панелей солнечных батарей, отличающийся тем, что между корпусом и каждой панелью солнечной батареи установлены многозвенные раскладывающиеся подкосы, причем одни концы подкосов шарнирно закреплены на корпусе космического аппарата, а другие концы шарнирно закреплены на панелях солнечной батареи в точках, выбранных из условия равенства суммы инерционных сил консольных и корневых частей панелей при поперечных колебаниях, при этом продольные оси подкосов проходят через центр масс космического аппарата.A spacecraft consisting of a body and solar panels, characterized in that there are multi-link folding struts between the body and each solar panel, with some ends of the struts pivotally attached to the spacecraft body and the other ends pivotally attached to the solar panels at the points selected from the condition of equality of the sum of the inertial forces of the cantilever and root parts of the panels during transverse vibrations, while the longitudinal axis of the struts pass through the center of mass of the space apparatus.

Images