Солнечная батарея космического аппарата дистанционного зондирования

Полезная модель относится к космической технике, в частности к конструкции солнечных батарей (СБ), предназначенных для генерирования электрической энергии путем преобразования энергии светового излучения в электрическую.

Технической задачей, решаемой предложенной полезной моделью, является создание, простой, жесткой и надежной конструкции СБ для малых КА ДЗЗ.

Решение указанной задачи обеспечено тем, что солнечная батарея космического аппарата дистанционного зондирования, выполненная с возможностью складывания в транспортном положении и разворачивания в рабочее положение с образованием двух крыльев симметрично расположенных относительно корпуса космического аппарата, каждое крыло которой, содержит корневую раму и концевые несущую и боковые панели в виде рам с закрепленными на них фотопреобразователями, согласно полезной модели, корневая рама выполнена прямоугольной и соединена с несущей концевой панелью, по крайней мере, двумя шарнирами, при этом в транспортном положении солнечной батареи ее боковые концевые панели размещены с обеих сторон концевой несущей панели. Предпочтительно, чтобы оба шарнира в соединении корневой рамы с несущей концевой панелью были расположены по краям соответствующих рам.

Техническим результатом от использования предложенной СБ является упрощение конструкции, повышение ее жесткости и компактности, а также значительное снижение издержек при изготовлении и эксплуатации СБ в составе малых КА ДЗЗ.

Полезная модель относится к космической технике, в частности к конструкции солнечных батарей (СБ), предназначенных для генерирования электрической энергии путем преобразования энергии светового излучения в электрическую.

Из уровня техники известна СБ, расположенная на откидных модулях несущего корпуса в виде параллелепипеда и на боковых поверхностях этого корпуса, (см. патент RU 2410294, B64G 1/10 30.12.2008 г).

Эта СБ имеет сложную конструкцию и не может быть использована для космических аппаратов (КА) дистанционного зондирования (ДЗЗ), функционирующих на низких околоземных орбитах, особенностью которых являются повышенная точность ориентации и стабилизации в процессе наблюдения за Землей.

Наиболее близким аналогом, принятым за прототип предложенной полезной модели является СБ модульного КА по RU 2247683, B64G 1/00, 21.05.2003 г. Эта СБ в виде двух складных крыльев симметрично расположена относительно корпуса КА, выполненного в виде параллелепипеда. Каждое крыло СБ содержит откидную треугольную корневую раму соединенную с панелями СБ, которые содержат рамы с фотоэлектрическими преобразователями, средствами их закрепления и коммутации. Основание треугольника корневой рамы шарнирно соединено с корпусом КА, а вершина этой рамы соединена через электропривод с прямоугольной концевой рамой несущей панели, соединенной с двумя прямоугольными рамами створок концевых панелей, которые шарнирно закреплены на раме несущей панели с возможностью раскладывания в перпендикулярном направлении относительно направления раскладывания концевой несущей панели. Створки концевых панелей в транспортном положении расположены с одной стороны концевой несущей панели. Кроме того, электропривод СБ снабжен динамическим стабилизатором, предназначенным для снижения возмущений КА от поворотов СБ.

Однако для малых КА ДЗЗ с массой 100-500 кг, предназначенных для работы на низких околоземных орбитах эта СБ имеет чрезмерно сложную конструкцию и приводит к необходимости в установке на борту КА специального динамического стабилизатора. Кроме того, треугольная форма корневой рамы, приводит к тому, что концевая несущая панель закреплена на корневой раме в одной точке, что снижает жесткость конструкции в развернутом положении СБ, а одностороннее расположение одинаковых створок концевых панелей (в транспортном положении) на концевой несущей панели, приводит к ограничению площади этих створок, поскольку площадь каждой створки составляет не более половины площади концевой несущей панели (при заданной логике раскрытия СБ и условии синхронного их раскрытия).

Технической задачей, решаемой предложенной полезной моделью, является создание, простой, жесткой и надежной конструкции СБ для малых КА ДЗЗ.

Решение указанной задачи обеспечено тем, что солнечная батарея космического аппарата дистанционного зондирования, выполненная с возможностью складывания в транспортном положении и разворачивания в рабочее положение с образованием двух крыльев симметрично расположенных относительно корпуса космического аппарата, каждое крыло которой, содержит корневую раму и концевые несущую и боковые панели в виде рам с закрепленными на них фотопреобразователями, согласно полезной модели, корневая рама выполнена прямоугольной и соединена с несущей концевой панелью, по крайней мере, двумя шарнирами, при этом в транспортном положении солнечной батареи ее боковые концевые панели размещены с обеих сторон концевой несущей панели. Предпочтительно, чтобы оба шарнира в соединении корневой рамы с несущей концевой панелью были расположены по краям соответствующих рам.

Техническим результатом от использования предложенной СБ является упрощение конструкции, повышение ее жесткости и компактности, а также значительное снижение издержек при изготовлении и эксплуатации СБ в составе малых КА ДЗЗ.

Полезная модель иллюстрируется чертежами, где:

На фиг.1 показан общий вид заявленной СБ в транспортном положении КА, пунктирными линиями условно показано начало развертывания СБ в рабочее положение; на фиг.2 показан общий вид СБ сверху в рабочем положении КА; на фиг.3 - вид А.

Позиции, указанные на чертежах означают следующее.

1 - корпус КА; 2 - корневая прямоугольная рама; 3 - несущая концевая панель; 4, 5 - боковые концевые панели; 6 - рама боковой концевой панели; 7 - шарнирное соединение корпуса с корневой рамой; 8 - шарнирное соединение корневой рамы с несущей концевой панелью; 9 - фотопреобразователи; 10 - шарнирное соединение несущей концевой панели с боковыми концевыми панелями; 11 - рама несущей концевой панели; 12 - упор.

Солнечная батарея КА ДЗЗ содержит два крыла Б и В, расположенные симметрично относительно корпуса 1 КА. Каждое крыло СБ содержит корневую раму 2, концевую несущую панель 3 и боковые панели 4 и 5, выполненные в виде створок. Каждая панель 3, 4, 5 выполнена в виде рамы соответственно 6 или 11 с закрепленными на них фотопреобразователями (ФП) 9. Панели 4 и 5 выполнены в виде шарнирных створок и в сложенном положении расположены с обеих сторон несущей панели 3 (см. фиг.1). Корневая рама 2 выполнена прямоугольной и соединена с несущей концевой панелью 3, по крайней мере, двумя шарнирами 8, которые, предпочтительно, расположены по краям рам 2 и 11. В транспортном положении СБ сложена в пакеты, которые размещены на боковых поверхностях корпуса 1 КА и опираются на упоры 12 (см. фиг.1), в этом положении внешней створкой является створка с наружным расположением ФП. В состав СБ также входят (условно не показанные) устройства зачековки и удержания створок панелей СБ в транспортном положении, пружинные механизмы одноразового срабатывания для перевода СБ в рабочее положение (на орбите), датчики контроля температуры и контроля раскрытия створок, а также жгуты кабелей к этим датчикам.

Процесс раскрытия СБ осуществляется следующим образом.

До вывода на орбиту СБ находится в сложенном положении в виде двух пакетов по оппозитным сторонам КА. На расчетной орбите, по команде оператора, оба крыла Б и В СБ синхронно разворачиваются в рабочее положение. В процессе раскрытия СБ, после срабатывания устройств зачековки сначала отводятся (за счет пружинных механизмов) корневые рамы 2 (см. фиг.1, 2) и после фиксации последних, раскрываются и фиксируются концевые несущие створки 3. Затем освобождаются и синхронно раскрываются (с последующей фиксацией) боковые панели 4 и 5. За счет расположения этих панелей с обеих сторон концевых несущих створок 3, при их синхронном раскрытии возникающие возмущающие моменты взаимно компенсируются и не оказывают влияния на стабилизацию КА. Кроме того, из-за указанной особенности расположения боковых панелей 4 и 5 площадь каждой из этих створок равна площади несущей створки 3, что повышает полезную площадь СБ и компактность пакетов (в сложенном положении СБ).

По сравнению с прототипом, предложенная СБ имеет более жесткую и простую конструкцию с большей поверхность ФП. Отсутствие привода СБ обусловлено особенностью малых КА ДЗЗ, для которых характерно относительно малое время работы целевой аппаратуры и небольшие углы отклонения КА (при ориентировании на заданный объект) в сеансах съемки, когда СБ отклоняются (вместе с КА) от оптимального направления на солнце.

Использование предложенной СБ в составе малых КА ДЗЗ обеспечит снижение издержек при изготовлении и эксплуатации КА ДЗЗ.

1. Солнечная батарея космического аппарата дистанционного зондирования, выполненная с возможностью складывания в транспортном положении и разворачивания в рабочее положение с образованием двух крыльев, симметрично расположенных относительно корпуса космического аппарата, каждое крыло которой содержит корневую раму, концевые несущую и боковые напели в виде рам с закрепленными на них фотопреобразователями, отличающаяся тем, что корневая рама выполнена прямоугольной и соединена с несущей концевой панелью по меньшей мере двумя шарнирами, при этом в транспортном положении солнечной батареи ее боковые концевые панели размещены с обеих сторон концевой несущей панели.

2. Солнечная батарея по п.1, отличающаяся тем, что оба шарнира в соединении корневой рамы с несущей концевой панелью расположены по краям соответствующих рам.