Зонтичная антенна космического аппарата

Зонтичная антенна космического аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к космической технике, в частности к зеркальным антеннам с развертываемым крупногабаритным рефлектором зонтичного типа.

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 патенту Российской Федерации (РФ) по заявке 2007122219 [2].

Вышеуказанные антенны, установленные на космических аппаратах, на участке выведения их на рабочую орбиту находятся в свернутом, транспортировочном, положении.

После выведения космического аппарата на рабочую орбиту рефлекторы антенн раскрываются в рабочее положение.

Анализ функционирования антенн на орбите показал, что для обеспечения оптимального облучения заданной области (зоны связи) или оптимального распределения поля в фокусирующем пятне необходимо предусмотреть возможность поворота рефлектора антенны в пространстве в условиях работы его на орбите, например, на угол до ±3,5° в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.

Для реализации этого согласно источнику "The Large Deployable Reflector Programme At S.P.A. Egs and Alenia Spazio. A.Chemiavsky (2), M.Djanikashvili (3), Yu.Kravchenko (2), С.Catallo (1), V.Lisi (1), E.Medzmariashvili (3), F.Mini (1), P.Pellegino (1), L.Scialino (1). (1) Alenia Spazio SpA. (2) S.P.A. EGS. (3) EGS LTD" [3] к фланцу ступицы рефлектора должно быть присоединено устройство поворота рефлектора в пространстве, выполненное с применением двух независимых передач «винт-гайка», приводимых в действие двумя раздельными электромеханическими приводами (см. в [3] текст над фиг.17 и фиг.17).

Наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемой зонтичной антенны космического аппарата является антенна, выполненная на основе [3].

Вышеуказанная антенна согласно [3] содержит следующие основные элементы (см. фиг.1 и 2): облучатель 1 и 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 с фланцем 2.4.1, прикрепленную к центральному узлу 2.1 с противоположной стороны от раскрыва рефлектора 2, которая в районе торца с помощью оттяжек 2.5 единым центром О₂ соединена со спицами 2.2, а к фланцу 2.4.1 ступицы прикреплен первый фланец 2.7.8 устройства поворота рефлектора в пространстве 2.7 (см. фиг.2, где: 2.7.1, 2.7.2 - первая передача «винт 2.7.1 - гайка 2.7.2»; 2.7.3 - электромеханический привод (состоящий из электродвигателя и редуктора); 2.7.4, 2.7.5 - вторая передача «винт 2.7.4 - гайка 2.7.5»; 2.7.6 - второй электромеханический привод; 2.7.7 - карданный подвес; 2.7.8 - первый фланец; 2.7.9 - второй фланец).

В процессе разработки зонтичной антенны КА, конструкция рефлектора которой включает в себя устройство поворота его в пространстве и обеспечивает в условиях эксплуатации угол поворота рефлектора вокруг каждой из двух взаимно перпендикулярных осей (OY, OZ), например, до ±3,5°С с погрешностью обработки любого угла в вышеуказанном диапазоне, равной не более 20, авторами установлено: если разработать вышеуказанную антенну с применением известного технического решения [3], дополнительное увеличение массы антенны за счет известного устройства поворота будет около 4,5 кг, что неприемлемо для разрабатываемой антенны. Таким образом, существенным недостатком известной антенны, включающей в себя устройство поворота ее рефлектора в пространстве, является относительно повышенная ее масса.

Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеперечисленного существенного недостатка.

Поставленная цель достигается выполнением конструкции зонтичной антенны космического аппарата (состоящей из облучателя и раскрываемого рефлектора, включающего в себя центральный узел, шарнирно соединенный с ним силовой каркас, выполненный в виде спиц, механически связанный с сетеполотном, ступицу с фланцем, прикрепленную к центральному узлу с противоположной стороны от раскрыва рефлектора, которая в районе свободного торца с помощью оттяжек единым центром соединена со спицами, а к фланцу ступицы прикреплен первый фланец устройства поворота рефлектора в пространстве, включающего в себя второй фланец для соединения с космическим аппаратом и электромеханический привод, состоящий из электродвигателя и редуктора) таким образом, что устройство поворота рефлектора в пространстве выполнено с применением двух передач «косая шайба - выходной вал электромеханического привода», включающего в себя синхронный электродвигатель с электромагнитной редукцией, расположением косых шайб между двумя фланцами устройства, соединенными по внутренним диаметрам сильфоном, а по наружным диаметрам - пружинами, 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.

Сущность изобретения поясняется фиг.3 и 4:

- на фиг.3 изображен общий вид предложенной авторами зонтичной антенны космического аппарата, которая содержит следующие основные элементы: облучатель 1 и 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 с фланцем 2.4.1, прикрепленную к центральному узлу 2.1 с противоположной стороны от раскрыва рефлектора 2; оттяжки 2.5.

К фланцу 2.4.1 ступицы 2.4 прикреплено устройство 2.6 поворота фланца 2.4.1 и рефлектора 2 в целом в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, например, на угол до ±3,5°, выполненное согласно предложенному авторами техническому решению;

- на фиг.4 изображена принципиальная схема устройства 2.6, где: 2.6.1 - первый фланец устройства 2.6 для соединения с фланцем 2.4.1 рефлектора 2; 2.6.2 - второй фланец устройства 2.6 для соединения, например, с фланцем штанги КА; 2.6.3 - косая шайба первая с зубчатым колесом 2.6.3.1; 2.6.4 - косая шайба вторая с зубчатым колесом 2.6.4.1; 2.6.5 - сильфон, обеспечивающий непроворот (жесткость соединения) одного фланца относительно другого по оси ОХ и угловое перемещение по осям OY и OZ в диапазоне углов до ±3,5° с погрешностью позиционирования первого фланца стыковки с рефлектором антенны по отношению к неподвижному второму фланцу стыковки, например, со штангой не более 20; 2.6.6, 2.6.7 - приводы, содержащие редукторы 2.6.6.2, 2.6.7.2 и резервированные синхронные электродвигатели 2.6.6.1, 2.6.7.1 с электромагнитной редукцией; «2.6.6.3-2.6.3.1», «2.6.7.3-2.6.4.1» - передачи, обеспечивающие трансформацию вращения выходных валов приводов 2.6.6 и 2.6.7 в перемещение косых шайб 2.6.3 и 2.6.4; 2.6.6.1, 2.6.7.1 - резервированные синхронные электродвигатели с электромагнитной редукцией - обеспечивают отработку требуемого количества импульсов - требуемых шагов поворота косых шайб до достижения требуемого рабочего положения рефлектора в пространстве; 2.6.6.2, 2.6.7.2 - цилиндрические зубчатые редукторы (с планетарной передачей); 2.6.6.3, 2.6.7.3 - выходные валы (каждый с шестерней) приводов 2.6.6 и 2.6.7 (с реверсивным вращением); 2.6.8 - пружины между первым и вторым фланцами, обеспечивающие выборку люфтов и работу устройства с допустимой погрешностью.

Разработка конструкции рефлектора с устройством поворота его показала, что увеличение массы антенны за счет реализации в ее составе устройства поворота рефлектора в пространстве, выполненного согласно предложению авторов, составляет не более ≈3,8 кг, т.е. меньше массы известного устройства поворота (≈4,5 кг).

В условиях эксплуатации рефлектора 2 на орбите изменение положения рефлектора в пространстве осуществляют следующим образом.

В исходном положении рефлектор 2 раскрыт в рабочем положении.

В процессе эксплуатации, например на начальном этапе эксплуатации космического аппарата после выведения его в заданную точку орбиты, проверяют работу антенны совместно, например, с наземными средствами, расположенными в зоне обслуживания, и определяют необходимость поворота рефлектора в пространстве. Если такая потребность есть, по командам с Земли включают в работу устройство 2.6 и работа устройства 2.6 происходит в зависимости от управляющих команд, например, по следующему алгоритму:

- при подаче напряжения питания на электродвигатель 2.6.6.1 привода 2.6.6 (возможна одновременная подача напряжения питания на оба электродвигателя 2.6.6.1, 2.6.7.1) выходной вал электродвигателя 2.6.6.1 вращается и через редуктор 2.6.6.2 вращение передается на выходной вал 2.6.6.3 привода 2.6.6;

- выходной вал 2.6.6.3 привода 2.6.6, вращаясь, поворачивает зубчатое колесо 2.6.3.1 передачи «косая шайба 2.6.3 - выходной вал электромеханического привода 2.6.6.3»; в зависимости от направления вращения выходного вала зубчатое колесо 2.6.3.1 поворачивает косую шайбу первую 2.6.3; вместе с ним поворачивается первый фланец 2.6.1 и рефлектор 2 в целом.

Аналогично происходит работа устройства при повороте рефлектора при работе привода 2.6.7.

И такой вышеописанный процесс поворота рефлектора антенны в пространстве продолжают до получения требуемых характеристик луча, оптимально согласующегося с зоной обслуживания.

Таким образом, как следует из вышеизложенного, предложенное новое техническое решение обеспечивает требуемые эксплуатационные характеристики антенны (требуемый угол поворота ее рефлектора в пространстве до ±3,5° с погрешностью не более 20'') на орбите в результате применения в ее составе устройства поворота рефлектора в пространстве с относительно небольшой массой (≈3,8 кг), т.е. тем самым достигаются цели изобретения.

В настоящее время предложенное авторами техническое решение отражено в технической документации на вновь создаваемую антенну.

Зонтичная антенна космического аппарата, состоящая из облучателя и раскрываемого рефлектора, включающего в себя центральный узел, шарнирно соединенный с ним силовой каркас, выполненный в виде спиц, механически связанный с сетеполотном, ступицу с фланцем, прикрепленную к центральному узлу с противоположной стороны от раскрыва рефлектора, которая в районе свободного торца с помощью оттяжек единым центром соединена со спицами, а к фланцу прикреплен первый фланец устройства поворота рефлектора в пространстве, включающего в себя второй фланец для присоединения с космическим аппаратом и электромеханический привод, состоящий из электродвигателя и редуктора, отличающаяся тем, что устройство поворота рефлектора в пространстве выполнено с применением двух передач «косая шайба - выходной вал электромеханического привода», включающего в себя синхронный электродвигатель с электромагнитной редукцией, расположением косых шайб между двумя фланцами устройства, соединенными по внутренним диаметрам сильфоном, а по наружным диаметрам - пружинами.