устройство для крепления пакета панелей на спутнике

Формула изобретения

УСТРОЙСТВО ДЛЯ КРЕПЛЕНИЯ ПАКЕТА ПАНЕЛЕЙ НА СПУТНИКЕ, включающее установленные на корпусе спутника опоры, между которыми размещен пакет панелей, и опоры, установленные на каждой панели, а также фиксаторы положения контакта опор панелей и спутника, отличающееся тем, что, с целью улучшения эксплуатационных характеристик устройства путем снижения нагрузок на панели и повышения надежности освобождения пакета при развертывании в рабочее положение, в нем установленные на корпусе спутника опоры выполнены в виде связанных между собой и соединенных с панелями дополнительными опорными элементами , двух плоских рам, закрепленных каждая по одной из своих сторон на корпусе спутника при помощи шарниров с общей осью вращения, и осями вращения рам, параллельными одна другой, при этом одна из рам снабжена дополнительной связью с корпусом спутника, выполненной в виде шарнирно сочлененных элементов с фиксатором положения.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к устройствам на космических аппаратах, которые предназначены для крепления панелей солнечных батарей или подобных устройств, уложенных в пакет и освобождения их при необходимости.

Наиболее близким из известных устройств для крепления панелей на спутнике является устройство, состоящее из опоры, установленной на корпусе спутника, опор, принадлежащих каждой из панелей и фиксатора, удерживающего в состоянии контакта опоры панелей и спутника. Устройство выполнено так, что опора на спутнике жестко связана с корпусом, а опоры панелей расположены соосно, причем каждая последующая панель, начиная с наиболее удаленной от спутника, взаимодействует с предыдущей, а ближняя по отношению к спутнику панель взаимодействует с опорой спутника, внутри опор панелей имеется полый канал, в котором проходит фиксатор в виде стяжного болта, один конец которого связан с опорой спутника, а другой - с наружной панелью пакета так, что опоры панелей и спутника удерживаются в состоянии контакта.

При закреплении с помощью данного устройства каждая предыдущая панель нагружается последующей и соответственно с ростом количества панелей в пакете нагрузки на ближние к корпусу спутника панели увеличиваются пропорционально количеству панелей, кроме того, с ростом количества панелей в пакете неизбежно увеличение длины стяжного болта (фиксатора), что снижает надежность освобождения пакета вследствие возрастания вероятности зацепа или заклинивания стяжного болта в полом канале панелей. Практически это накладывает ограничение по количеству панелей в пакете.

Цель изобретения - улучшение эксплуатационных характеристик устройства путем снижения нагрузок на панели и повышения надежности освобождения пакета при развертывании в рабочее положение.

Это достигается тем, что в устройстве для крепления пакета панелей на спутнике, включающем установленные на спутнике опоры, между которыми размещен пакет панелей и опоры, установленные на каждой панели, а также фиксаторы положения контакта опор панелей и спутника, установленные на корпусе спутника опоры выполнены в виде связанных между собой и соединенных с панелями дополнительными опорными элементами, двух плоских рам, закрепленных каждая по одной из своих сторон на корпусе спутника при помощи шарниров с общей осью вращения с осями вращения рам, параллельными друг другу, при этом одна из рам снабжена дополнительной связью с корпусом спутника, выполненной в виде шарнирно-соединенных элементов.

На фиг. 1 и 2 показано конструктивное исполнение устройства.

Опоры спутника выполнены в виде двух плоских рам 1 и 2, каждая из которых связана со спутником 3 по одной из своих сторон шарнирами, рама 1 (2) имеет шарниры 4 и 4а (5 и 5а) с общей осью вращения, при этом оси вращения шарниров рам 1 и 2 параллельны. Рама 2 имеет дополнительную связь со спутником 3 в виде подкосных механизмов 6, которые удерживают раму 2 от поворота в шарнирах 5 и 5а с помощью фиксатора положения 7 (на фиг. 1 фиксатор положения 7 показан схематично). Между рамами 1 и 2 помещены панели 8а-8г так, что каждая панель опорами 9а-9г взаимодействует с рамой 1, а опорами 10а-10г - с рамой 2 и таким образом предотвращается смещение панелей относительно рам. Рамы 1 и 2 связаны стяжными элементами 11, установленными с внешней стороны пакета панелей относительно корпуса спутника и имеющими собственные замковые устройства 12 для соединения с рамами (на фиг. 1 замковые устройства 12 показаны схематично). Положение устройства после освобождения пакета показано на фиг. 2. После освобождения замкового устройства 12 стяжного элемента 11 и фиксатора 7 положения подкосного механизма 6, производится подлом подкосного механизма 6, рамы 1 и 2 проворачиваются в шарнирах 4,4а, 5,5а, освобождая опоры панелей 9а-9г и 10а-10г, после чего панели получают возможность разворота в рабочее положение. (56) Заявка Японии N 61-37160, кл. В 64 G 1/22, 1/44, 1976.