우주선의 태양광 패널의 위치를 제어하는 방법 및 이를 구현하는 시스템. 2축 태양전지 배열 방향 시스템을 위한 태양 추적 센서 우주선 태양전지 위치 센서
로마 철학자 세네카는 이렇게 말했습니다. “자신이 어디로 항해하고 있는지 모르는 사람에게는 순풍이 불지 않습니다.” 사실, 우주에서 장치의 위치를 모른다면 우리에게 무슨 소용이 있습니까? 이 이야기는 우리가 우주에서 길을 잃지 않도록 도와주는 장치에 관한 것입니다.
기술적 진보로 인해 자세 제어 시스템이 작고 저렴하며 접근 가능해졌습니다. 이제 학생용 초소위성조차도 우주 비행의 선구자들이 꿈꿔왔던 방향 설정 시스템을 자랑할 수 있게 되었습니다. 제한된 기회로 인해 독창적인 솔루션이 탄생했습니다.
비대칭 답변: 방향 없음
최초의 위성과 심지어 행성 간 관측소도 방향이 어긋나서 비행했습니다. 지구로의 데이터 전송은 무선 채널과 여러 안테나를 통해 수행되었으므로 위성은 어떤 위치에서나 접촉할 수 있었고 무게는 자세 제어 시스템보다 훨씬 가볍습니다. 최초의 행성간 관측소조차 방향이 없는 상태로 비행했습니다.
달 표면에 최초로 도달한 정거장인 루나 2호. 측면에 있는 4개의 안테나는 지구를 기준으로 어떤 위치에서도 통신을 제공합니다.
오늘날에도 위성의 전체 표면을 태양전지판으로 덮고 여러 개의 안테나를 설치하는 것이 자세 제어 시스템을 만드는 것보다 더 쉬울 때도 있습니다. 또한 일부 작업에는 방향이 필요하지 않습니다. 예를 들어 우주선은 위성의 모든 위치에서 감지될 수 있습니다.
장점:
- 최고의 단순성과 신뢰성. 누락된 방향 시스템은 실패할 수 없습니다.
- 현재 비교적 간단한 문제를 해결하는 미세 위성에 주로 적합합니다. "심각한" 위성은 자세 제어 시스템 없이는 더 이상 작동할 수 없습니다.
태양광 센서
20세기 중반이 되자 광전지는 친숙하고 숙달된 기술이 되었기 때문에 광전지가 우주로 진출한 것은 놀라운 일이 아닙니다. 태양은 그러한 센서의 확실한 표지가 되었습니다. 밝은 빛이 감광 요소에 떨어져 방향을 결정할 수 있게 되었습니다.
최신 태양광 센서의 다양한 작동 방식, 하단에는 감광성 매트릭스가 있음
또 다른 디자인 옵션은 여기에서 매트릭스가 곡선입니다.
최신 태양광 센서
장점:
- 간단.
- 염가.
- 궤도가 높을수록 그림자 영역이 작아지고 센서 작동 시간이 길어집니다.
- 정확도는 약 1분입니다.
- 지구나 다른 천체의 그림자 속에서 작업하지 마십시오.
- 지구, 달 등의 간섭을 받을 수 있습니다.
Vostok 우주선은 태양 센서를 교묘하게 사용했습니다. 태양의 축은 우주선을 감속하기 위한 방향을 구성할 때 사용되었습니다. 또한 다른 많은 유형의 센서가 지구 궤도 밖에서 작동할 수 없기 때문에 태양 센서는 행성 간 관측소에서 큰 수요가 있었습니다.
단순성과 저렴한 비용으로 인해 태양광 센서는 이제 우주 기술에서 매우 일반적입니다.
적외선 수직
지구 궤도를 비행하는 차량은 종종 지역 수직, 즉 지구 중심을 향한 방향을 결정해야 합니다. 눈에 보이는 광전지는 이에 적합하지 않습니다. 밤에는 지구의 조명이 훨씬 적습니다. 그러나 다행스럽게도 적외선 범위에서는 따뜻한 지구가 낮과 밤 반구에서 거의 동일하게 빛납니다. 낮은 궤도에서는 센서가 수평선의 위치를 결정하고, 높은 궤도에서는 지구의 따뜻한 원을 찾아 공간을 스캔합니다.구조적으로 일반적으로 적외선 수직 플로터에는 거울 시스템 또는 스캐닝 거울이 포함됩니다.
플라이휠을 이용한 적외선 수직 조립. 이 장치는 정지궤도 위성이 지구를 정확하게 향하도록 설계되었습니다. 스캐닝 거울이 선명하게 보입니다.
적외선 수직 시야의 예. 검은색 원 - 지구
JSC "VNIIEM"이 생산하는 국내 적외선 수직선
장점:
- 궤도의 어느 부분에서나 국부 수직을 구축할 수 있습니다.
- 일반적으로 신뢰성이 높습니다.
- 정확도 좋음 -
- 한 축에서만 방향이 지정됩니다.
- 낮은 궤도의 경우 특정 디자인이 필요하고, 높은 궤도의 경우 다른 디자인이 필요합니다.
- 상대적으로 큰 크기와 무게.
- 지구 궤도에만 해당됩니다.
소유즈호. 중복된 SCI 센서는 화살표로 표시됩니다.
자이로비탄트
제동 충격을 발생시키기 위해서는 궤도 속도 벡터의 방향을 알아야 합니다. 태양광 센서는 대략 하루에 한 번 정확한 축을 제공합니다. 이는 우주비행사의 비행에서는 정상적인 현상입니다. 긴급 상황이 발생하면 사람이 수동으로 우주선의 방향을 지정할 수 있습니다. 그러나 Vostok 선박에는 Zenit 정찰 위성인 "쌍둥이 형제"가 있었는데, 이 위성은 캡처된 필름을 궤도에서 반환하기 위해 제동 충격을 가해야 했습니다. 태양광 센서의 한계는 받아들일 수 없었기 때문에 새로운 것을 발명해야 했습니다. 이 용액은 회전궤도(gyroorbitant)였습니다. 적외선 수직이 작동하면 지구에 대한 축이 지속적으로 회전하기 때문에 선박이 회전합니다. 궤도 운동 방향은 알려져 있으므로 선박이 회전하는 방향에 따라 위치를 결정할 수 있습니다.
예를 들어, 배가 계속 오른쪽으로 굴러간다면 우리는 앞으로 오른쪽으로 날아가고 있는 것입니다. 그리고 배가 앞으로 선미로 날아간다면 끊임없이 기수를 올릴 것입니다. 위치를 유지하려는 경향이 있는 자이로스코프의 도움으로 이 회전을 결정할 수 있습니다.
화살표가 편향될수록 이 축을 따른 회전이 더욱 뚜렷해집니다. 이러한 3개의 프레임을 사용하면 3개의 축을 따라 회전을 측정하고 그에 따라 선박을 회전시킬 수 있습니다.
Gyroorbitants는 60~80년대에 널리 사용되었으나 현재는 멸종되었습니다. 간단한 각속도 센서를 사용하면 차량의 회전을 효과적으로 측정할 수 있으며 온보드 컴퓨터는 이러한 데이터를 통해 선박의 위치를 쉽게 결정할 수 있습니다.
이온 센서
적외선 수직을 이온 센서로 보완하는 것은 좋은 아이디어였습니다. 낮은 지구 궤도에는 전하를 운반하는 이온이 될 수 있는 대기 분자가 있습니다. 이온 흐름을 기록하는 센서를 설치하면 선박이 궤도에서 어느 쪽을 향해 날아가고 있는지 확인할 수 있습니다. 여기서 흐름은 최대가 됩니다.
양이온 농도를 측정하는 과학 장비
이온 센서는 더 빠르게 작동했습니다. 자이로궤도를 사용하여 방향을 구축하는 데 거의 전체 궤도가 걸렸으며 이온 센서는 ~10분 만에 방향을 구축할 수 있었습니다. 안타깝게도 남미 지역에는 소위 '이온웰'이 존재해 이온센서의 작동이 불안정해진다. 비열함의 법칙에 따르면 우리 선박이 바이코누르 지역에 착륙하기 위해 제동에 집중해야 하는 곳은 남아메리카 지역입니다. 이온 센서는 최초의 소유즈호에 설치되었으나 곧 폐기되어 현재는 어느 곳에서도 사용되지 않습니다.
별 센서
태양의 한 축으로는 충분하지 않은 경우가 많습니다. 탐색을 위해서는 태양을 향한 축과 함께 원하는 방향을 제공하는 또 다른 밝은 물체가 필요할 수 있습니다. 별 Canopus는 그러한 물체가되었습니다. 그것은 하늘에서 두 번째로 밝고 태양에서 멀리 떨어져 있습니다. 방향을 찾기 위해 별을 사용한 최초의 우주선은 1964년에 화성으로 발사된 마리너 4호였습니다. 별 센서가 MCC의 혈액을 많이 마셨음에도 불구하고 아이디어는 성공한 것으로 나타났습니다. 방향을 구성할 때 잘못된 별을 겨냥했으며 며칠 동안 별 위로 "점프"해야 했습니다. 센서가 마침내 카노푸스를 겨냥한 후, 계속해서 센서를 잃기 시작했습니다. 탐사선 옆에 날아다니는 파편이 때때로 밝게 깜박이고 별 검색 알고리즘을 다시 시작했습니다.최초의 별 센서는 하나의 밝은 별만을 겨냥할 수 있는 작은 시야를 가진 광전지였습니다. 제한된 기능에도 불구하고 행성 간 관측소에서는 적극적으로 사용되었습니다. 이제 기술 진보로 인해 실제로 새로운 종류의 장치가 탄생했습니다. 최신 별 센서는 광전지 매트릭스를 사용하고 별 카탈로그가 있는 컴퓨터와 함께 작동하며 시야에 보이는 별을 기반으로 장치의 방향을 결정합니다. 이러한 센서는 다른 장치에 의한 대략적인 방향의 사전 구성이 필요하지 않으며 센서가 전송되는 하늘 영역에 관계없이 장치의 위치를 결정할 수 있습니다.
일반적인 별 추적기
시야가 넓을수록 탐색이 더 쉬워집니다.
센서 작동 예시 - 시야 방향은 카탈로그 데이터에 따른 별의 상대적 위치를 기반으로 계산됩니다.
장점:
- 최대 정확도는 1초 미만일 수 있습니다.
- 다른 장치가 필요하지 않으며 독립적으로 정확한 위치를 결정할 수 있습니다.
- 어떤 궤도에서도 작업할 수 있습니다.
- 높은 가격.
- 장치를 빠르게 회전시키면 작동하지 않습니다.
- 빛과 간섭에 민감합니다.
자력계
상대적으로 새로운 방향은 지구 자기장에 따른 방향의 구성입니다. 자기장을 측정하기 위한 자력계는 종종 행성 간 관측소에 설치되었지만 방향을 표시하는 데 사용되지 않았습니다.
지구 자기장을 사용하면 세 축 모두를 따라 방향을 구축할 수 있습니다.
Pioneer-10 및 -11 프로브의 "과학적인" 자력계
최초의 디지털 자력계. 이 모델은 1998년 미르 정거장에 등장해 로제타 탐사선의 필레 착륙선에 사용됐다.
장점:
- 단순성, 저렴함, 신뢰성, 소형화.
- 아크분부터 수 아크초까지의 평균 정확도입니다.
- 세 축 모두를 따라 방향을 구축할 수 있습니다.
- 다음을 포함하여 간섭을 받을 수 있습니다. 그리고 우주선 장비에서.
- 지구로부터 10,000km 이상에서는 작동하지 않습니다.
자이로 안정화 플랫폼
역사적으로 우주선은 종종 방향이 없거나 태양 회전 모드로 비행했습니다. 임무 목표 영역에서만 활성 시스템을 켜고 3개 축을 따라 방향을 구축하고 임무를 완료했습니다. 하지만 오랫동안 자발적인 오리엔테이션을 유지해야 한다면 어떻게 될까요? 이 경우 현재 위치를 "기억"하고 회전과 조작을 기록해야 합니다. 이를 위해 인류는 자이로스코프(회전 각도 측정)와 가속도계(선형 가속도 측정)보다 더 나은 것을 찾지 못했습니다.자이로스코프
우주에서 위치를 유지하려고 노력하는 자이로스코프의 특성은 널리 알려져 있습니다.
처음에 자이로스코프는 기계식이었습니다. 그러나 기술의 발전으로 인해 다른 많은 유형이 등장하게 되었습니다.
광학 자이로스코프. 광학 자이로스코프(레이저 및 광섬유)는 매우 높은 정확도와 움직이는 부품이 없다는 점에서 구별됩니다. 이 경우 회전 링 간섭계에서 파동의 위상 이동인 Sagnac 효과가 사용됩니다.
레이저 자이로스코프
고체 웨이브 자이로스코프. 이 경우 공진하는 고체의 정상파의 세차운동을 측정합니다. 움직이는 부품이 없으며 매우 정확합니다.
진동 자이로스코프. 그들은 작동을 위해 코리올리스 효과를 사용합니다. 회전할 때 자이로스코프의 한 부분의 진동은 민감한 부분을 편향시킵니다.
진동 자이로스코프는 MEMS 버전으로 생산되며 가격이 저렴하고 크기가 매우 작으며 정확도가 비교적 좋습니다. 휴대폰, 쿼드콥터 및 유사한 장비에서 발견되는 것은 바로 이러한 자이로스코프입니다. MEMS 자이로스코프는 우주에서도 작동할 수 있으며 마이크로 위성에 설치됩니다.
자이로스코프의 크기와 정확도는 다음과 같습니다.
가속도계
구조적으로 가속도계는 스케일입니다. 고정 하중은 가속도의 영향으로 무게를 변경하고 센서는 이 무게를 가속도 값으로 변환합니다. 이제 가속도계는 크고 값비싼 버전 외에도 MEMS 아날로그를 획득했습니다.
"대형" 가속도계의 예
MEMS 가속도계의 현미경 사진
3개의 가속도계와 3개의 자이로스코프를 조합하면 3개 축 모두에서 회전과 가속도를 기록할 수 있습니다. 이러한 장치를 자이로 안정화 플랫폼이라고 합니다. 우주 비행 초기에는 짐벌에서만 가능했으며 매우 복잡하고 비용이 많이 들었습니다.
Apollo 자이로 안정화 플랫폼. 전경의 파란색 원통은 자이로스코프입니다. 플랫폼 테스트 영상
기계 시스템의 정점은 플랫폼이 가스 흐름에 움직이지 않는 카드리스 시스템이었습니다. 그것은 첨단 기술이었고 대규모 팀의 작업 결과였으며 매우 비싸고 비밀스러운 장치였습니다.
중앙의 구는 자이로 안정화 플랫폼입니다. 피스키퍼 ICBM 유도 시스템
자, 이제 전자공학의 발전으로 인해 간단한 위성에 적합한 정밀도를 갖춘 플랫폼이 손바닥 안에 쏙 들어오고, 학생들이 개발하고 있으며, 소스 코드까지 공개되고 있습니다.
MARG 플랫폼은 흥미로운 혁신이 되었습니다. 여기에는 자이로스코프와 가속도계의 데이터가 자기 센서로 보완되어 자이로스코프의 누적 오류를 수정할 수 있습니다. MARG 센서는 아마도 소형 위성에 가장 적합한 옵션일 것입니다. 작고 단순하며 저렴하고 움직이는 부품이 없으며 전력 소비가 적고 오류 수정 기능이 있는 3축 방향을 제공합니다.
"심각한" 시스템에서 스타 센서는 일반적으로 자이로 안정화 플랫폼의 방향 오류를 수정하는 데 사용됩니다.
태양광 배터리 회전 시스템에는 하우징, 태양광 배터리를 연결하기 위한 플랜지가 있는 중공축, 회전용 드라이브, 전력 및 원격 측정 집전 장치가 포함되어 있습니다. 출력 샤프트는 기능적으로 파워 플랜지와 파워 집전 장치가 있는 샤프트로 구분됩니다. 원격 측정 집전체는 샤프트에 설치되고 출력 샤프트에 연결됩니다. 출력 샤프트 플랜지는 예압이 있는 지지 베어링의 태양전지 회전 시스템 하우징에 설치되거나 지지 베어링을 통해 스프링에 의해 태양전지 회전 시스템 하우징으로 압축됩니다. 신뢰성이 향상되고 장치의 무게와 크기가 감소합니다. 급여 1개 f-ly, 1 병.
본 발명은 우주기술에 관한 것으로 태양전지회전시스템(SPSB)의 설계에 사용될 수 있다.
본 발명은 태양전지(SB)를 회전시켜 태양전지에서 나오는 전기에너지를 우주선에 전달하는 것을 목적으로 한다.
미국 특허 번호 4076191인 회전 태양 전지(SPBS)용 잘 알려진 시스템은 하우징, 태양 전지의 두 날개를 연결하기 위한 두 개의 플랜지가 있는 샤프트, 드라이브 및 전류 수집기로 구성됩니다. 전력, 전기 에너지 전송, 원격 측정, 명령 및 원격 측정 정보 전송, 집전체가 샤프트에 있고 드라이브가 SB의 양쪽 날개를 회전시킵니다. 본 발명은 프로토타입으로 간주됩니다.
이 장치의 단점은 하나의 비중복 드라이브가 존재하고 결과적으로 장치의 생존 가능성이 감소한다는 것입니다. 두 번째 단점은 샤프트의 요구되는 굽힘 강성에 대한 요구 사항을 충족하기 때문에 샤프트의 대규모 설계입니다. 또한, 샤프트 직경이 크면 집전체의 마찰과 마모가 증가합니다.
본 발명의 기술적 목적은 시스템의 신뢰성을 높이고 구조물의 무게를 줄이며 기능성을 높이는 것입니다.
이 작업은 하우징, 드라이브 및 샤프트가 있는 SPBS에서 장치의 출력 샤프트가 비어 있고 끝에 파워 플랜지가 있다는 사실에 의해 달성됩니다. 이 경우 전력 집전 장치는 출력축 외부에 위치하며 원격 측정 장치는 자체 축에 설치됩니다. 원격 측정 전류 수집 장치는 SPBS의 출력 샤프트에 연결됩니다. 출력 샤프트 플랜지는 플랫 링이 있는 지지 베어링에 장착되거나 스프링에 의해 하우징에 눌려집니다. 집전체가 설치된 출력 샤프트 부분은 견고한 설계에서 제외되며 최소 무게와 집전체의 필수 서비스 수명을 보장하는 데 최적인 치수를 갖습니다.
본 발명의 본질은 도면에 의해 예시되며, 도 1은 청구된 장치의 단면을 개략적으로 도시한 도면이다.
태양전지 회전 시스템은 하우징(1), 드라이브(2), 지지 베어링(4)에 장착된 출력 샤프트(3), 출력 샤프트(3)에 위치한 전력 집전체(6), 샤프트에 장착된 원격 측정 집전 장치(7)로 구성됩니다. 원격 측정 전류 수집 장치(7)는 출력 샤프트(3)의 내부 공동에 또는 외부에 설치되어 연결될 수 있습니다. 지지 베어링의 예압이나 디스크 스프링(8)에 의한 압축으로 인해 샤프트(3)를 하우징(1)에 지속적으로 가압함으로써 구조의 강성이 증가합니다. 출력 샤프트(3)의 회전축 위치의 정확도가 향상됩니다. 평평한 지지 링이 있는 지지 베어링 9. 기어 휠 10은 드라이브 2의 샤프트 5에 장착됩니다. 기어 11은 출력 샤프트 3에 설치됩니다.
SPSB가 작동 중일 때 드라이브 2는 회전을 출력 샤프트 3으로 전달합니다. 드라이브에서 출력 샤프트 3으로의 회전은 기어 10, 11이 있는 기어열에 의해 전달됩니다.
전류 수집기(6 및 7)는 회전할 때와 정지할 때 모두 회전하는 태양 전지판에서 우주선으로 전기 에너지, 명령 및 신호를 전송합니다. 회전하는 동안과 출력 샤프트가 정지할 때 디스크 스프링(8)에 의해 지지 베어링(4)을 통해 하우징(1)에 대한 출력 샤프트(3)의 일정한 압력이 보장됩니다.
각 SB 날개에 하나의 SPSB를 사용하면 우주선의 생존 가능성이 향상됩니다. 한쪽 날개의 전원 공급 시스템에 장애가 발생하더라도 장치는 다른 쪽 날개에서 전기 에너지를 받아 주 소비자의 작동을 보장합니다.
출력 샤프트(3)가 지지 베어링(4)까지의 파워 플랜지와 파워 집전 샤프트로 기능적으로 분할된다는 사실에 의해 구조의 경량화가 보장된다. 파워 플랜지는 그림 1과 같이 SPSB 하우징 내부와 외부 모두에 위치할 수 있습니다. 출력 샤프트 플랜지에서 구조의 전원 회로가 직접 폐쇄되므로 샤프트의 크기가 작고 무게가 적으며 굽힘 강성이 향상되었습니다. 지지 베어링을 통해 하우징에 연결됩니다.
지지 베어링의 추력(또는 지지 4점 베어링의 예압)은 작동 하중 하에서 조인트가 열리지 않는 다음 조건에서 선택됩니다.
P>2·K·M/D, 여기서
P - 지지 베어링의 추력, Nm;
M - 정상 작동 중 굽힘 모멘트 감소, N;
집전 장치의 무게를 줄이고 수명을 늘리는 것은 전력 집전 장치가 설치된 샤프트의 단면이 견고한 구조에서 제외되고 집전 장치에 최적인 치수를 갖기 때문에 달성됩니다. 장치. 캡슐형 원격 측정 집전 장치는 샤프트, 예를 들어 출력 샤프트 내부에 설치되거나 외부에 연결되며 최소 질량을 갖습니다. 집전체의 수명 연장은 최소 직경의 슬라이딩 링을 구현하여 마찰을 줄임으로써 달성됩니다.
집전체의 마찰 손실이 적으면 구동력을 줄일 수 있어 SPSB 구동부의 무게를 줄일 수 있다.
현재 기업은 선언된 설계의 SPSB에 대한 설계 문서를 공개하고 시스템에 대한 지상 기반 실험 테스트를 수행했습니다. 테스트 결과 시스템 중량이 크게 감소하고 서비스 수명이 증가했으며 시스템의 강성 특성과 신뢰성이 증가한 것으로 나타났습니다.
1. 하우징, 태양전지를 연결하기 위한 플랜지가 있는 중공축, 회전용 구동부, 동력 및 원격집전장치를 포함하는 태양전지 회전 시스템에 있어서, 출력축은 동력플랜지와 동력플랜지, 전력 집전 장치가 있는 샤프트 및 원격 측정 집전 장치는 샤프트에 설치되어 출력 샤프트에 연결되고, 출력 샤프트 플랜지는 예압이 있는 지지 베어링의 태양 전지 회전 시스템 하우징에 설치됩니다. 또는 스프링에 의해 태양전지 회전 시스템의 하우징에 대한 지지 베어링을 통한 예압.
제1항에 있어서, 지지 베어링의 예압 또는 예압 힘은 작동 하중 하에서 조인트가 열리지 않는 다음 조건으로부터 선택되는 것을 특징으로 하는 장치:
P>2·K·M/D,
여기서 P는 지지 베어링의 예압 또는 예압력, Nm입니다.
K - 외부 하중에 대한 안전 계수;
M - 정상 작동 중 굽힘 모멘트 감소, N;
D - 지지 베어링의 작업 직경(볼 기준), m.
유사한 특허:
본 발명은 우주선(SV)의 장비, 특히 우주선 제어 시스템과 전기적으로 연결되는 우주선의 이동 가능한 구조 요소, 예를 들어 태양 전지(SB), 안테나, 이동식 커버 등에 관한 것입니다.
본 발명은 우주선 본체에 대해 고정된 태양광 패널(SB)을 사용하여 우주선(SV)의 방향을 제어하는 것에 관한 것입니다. .
본 발명은 우주 기술 분야에 관한 것이며 우주선(SV)이 궤도를 도는 행성의 복사열 전달의 필수 매개변수를 결정하고 제어하는 데 사용될 수 있습니다.
본 발명은 우주 기술에 관한 것이며 주로 안테나와 태양 전지판과 같은 우주선의 원격 구조물 설계에 사용될 수 있습니다. 태양 전지 스트럿에는 코킹 장치가 있는 토션 스프링이 설치된 축의 공통 두 링크에 2링크 메커니즘이 포함되어 있습니다. 하나의 링크는 태양광 어레이의 프레임에 설치되고 다른 링크는 우주선 본체에 설치됩니다. 스프링이 장착된 로드는 최종 위치에 고정하기 위해 링크 중 하나의 축에 수직으로 위치합니다. 스프링 장착 로드의 끝 부분에는 회전 가능성이 있는 로커 암이 설치되어 있으며 양쪽 끝에 롤링 베어링이 단단히 고정되어 복사기의 원추형 홈과 상호 작용하고 스프링 반대쪽 링크에 단단히 장착되어 있습니다. 로드된 막대. 2링크 메커니즘의 링크에는 링크의 초기 위치를 고정하기 위한 장치용 구멍이 있으며 나사산 연결을 통해 고정됩니다. 효과: 지지대 작동의 신뢰성이 향상되고 우주선 본체에 태양 전지를 설치하는 과정이 단순화됩니다. 13 병.
본 발명은 태양광 패널(SB)을 사용하는 우주선(SC)용 전원 공급 시스템에 관한 것입니다. 이 방법은 SB의 주어진 각도를 결정하고, 현재 각도를 측정하고, SB의 각속도와 회전 시간으로부터 계산된 각도를 계산하는 것으로 구성됩니다. 가속 각도(αASG) 및 제동(αbreak) SB가 결정됩니다. 지정된 SB 각도와 계산된 SB 각도 간의 불일치가 멈출 때 릴리스 임계값에 도달할 때까지(αOTP ≒ αTORM) SB가 회전됩니다. 제어를 시작하기 전에 지정된 각도를 기억하고 계산된 각도의 초기 값을 현재 각도의 신뢰할 수 있는 값으로 사용합니다. 이러한 각도의 불일치 임계값(αPR)은 각도 αRAZG 및 αTORM과 최소 허용 및 최대 가능한 SB 전류를 기반으로 설정됩니다. 각도 센서의 원은 α ACCELERATION + αBRACK 조건에서 크기가 σ인 동일한 이산 섹터(DS)로 나뉩니다.< σ < αПР. Биссектрисы ДС принимают за измеряемые значения. Задают период определения достоверного значения текущего угла на порядок и более превышающим максимальную длительность сбоя информации датчика и менее минимального интервала следования сбоев. Разбивают данный период на четыре равных интервала, и из анализа измеренных и запомненных значений на этих интервалах сбрасывают или формируют сигнал достоверности. В последнем случае вращают СБ до достижения рассогласованием между расчетным и заданным углами значения αОТП и тогда запоминают новое значение заданного угла. Техническим результатом изобретения является повышение живучести и эффективности системы управления ориентацией СБ при кратковременных сбоях информации, поступающей от датчика угла СБ. 4 ил.
본 발명은 태양광 패널(SB)을 사용하는 우주선(SC)용 전원 공급 시스템에 관한 것입니다. 이 방법은 위성의 지정된 방향 각도와 현재 방향 각도 및 위성의 각속도(ΩSV)를 결정하는 단계를 포함합니다. 계산된 각도도 계산되며, SB 제어를 시작하기 전에 측정된 각도 값이 할당되어 기억됩니다. 주어진 각도와 계산된 각도 사이의 불일치를 줄이는 방향으로 SB를 회전합니다. 전원 공급 장치의 가속(tARG, αARG) 및 감속(tbreak, αbreak) 시간 및 각도는 최소 허용 및 최대 허용 값을 기준으로 전원 공급 장치 편차의 최대 허용 각도(αMAX)가 결정됩니다. 전원 공급 장치의 가능한 전류. 이러한 각도에서 응답 임계값(αCP)이 설정되고, 초과되면 지정된 불일치가 형성됩니다. 후자는 릴리스 임계값(αOTP) 미만에서는 고려되지 않으며, 도달 시 SB의 회전이 중지됩니다. SB의 계산된 각도는 SB 회전 원의 하나의 개별 섹터(DS) 내에서 조정됩니다. DS의 크기는 각도 αRAZG, αTORM 및 αCP에 따라 달라집니다. αCP와 ΩSB에 따라 SP의 각도 위치 정보 변화의 연속성을 모니터링하기 위한 시간 임계값이 설정됩니다. 이 제어 시간은 현재 측정된 각도와 저장된 각도가 DS 이상 차이가 나면 계산되고, 그렇지 않으면 중지됩니다. tRAZG, tbreak, αMAX, ΩSB 및 DC 값에 따라 SB의 회전 방향을 제어하기 위한 임계 시간 값을 설정합니다. SB의 측정된 각도와 저장된 각도 사이의 불일치 부호가 SB의 지정된 회전 방향과 일치하지 않는 경우 이 시간은 연속성 제어 시간 0으로 계산됩니다. 그렇지 않으면 카운트다운이 중지되고 회전 방향 제어 시간이 0으로 재설정됩니다. 이 경우, 현재 측정 각도를 하나의 DS만큼 변경하는 순간, 계산된 각도는 DS 사이의 경계값으로 설정되고, 저장된 각도에는 새로운 측정 각도 값이 할당된다. 연속성 제어 시간이나 회전 방향 제어 시간이 임계값을 초과하면 실패 신호가 생성되고 SB의 제어가 중지됩니다. 본 발명의 기술적 결과는 SB 자세제어 시스템의 생존성과 효율성을 높이는 것이다. 3 병.
본 발명은 태양광 패널(SB)을 사용하는 우주선(SC)용 전원 공급 시스템에 관한 것입니다. 이 방법은 태양광 패널의 작업 표면에 대한 법선의 측정된 각도 위치로부터 태양에 대한 태양광 패널의 주어진 배향 각도를 결정하고 법선의 지정된 위치에 대해 계산된 각도를 계산하는 것을 포함합니다. 주어진 각도와 계산된 각도 사이의 불일치를 줄이는 방향으로 SB를 회전합니다. 가속(αASG) 및 제동(αBRAKE) SB 각도가 결정됩니다. 계산된 각도는 SB의 회전 이산 섹터(DS) 값에 따라 각도 센서 값이 변경되는 순간에 조정됩니다. 작동(αSR) 및 해제 임계값(αOTP)이 설정되어 주어진 각도와 현재 각도 사이의 불일치가 증가하기 시작하면 SB의 회전을 중지하지만 αSR을 초과하지 않습니다. SB의 회전 각속도는 우주선이 지구 주위를 공전하는 최대 각속도보다 한 자릿수 높게 설정되며 DS 값은 αSR보다 작습니다. 다음 조건에서 작업 각도(αRAB) SB를 설정합니다. αSR< αРАБ < (αГОР - 2·(αРАЗГ + αТОРМ)). Присваивают заданному углу значение углового положения ближайшего к нему луча угла αРАБ, если направление на Солнце в проекции на плоскость вращения указанной нормали находится вне αРАБ. Если угловое положение данной нормали находится вне αРАБ, изменяясь в направлении увеличения угла относительно ближайшего к нему луча угла αРАБ, то формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ. Техническим результатом изобретения является исключение заклинивания и поломки панели СБ или бортового оборудования КА, при обеспечении максимально возможного тока в условиях ограничений на углы поворота СБ (напр., от 90° до 180°). 3 ил.
본 발명은 전기 공학에 관한 것으로, 특히 빛 복사를 전기 에너지로 변환하여 전기 에너지를 생성하는 장치에 관한 것이며, 태양 전지(SB)를 갖춘 소형 우주선의 제작 및 생산에 사용될 수 있습니다. 본 발명의 기술적 결과는 열충격, 기계적 및 열기계적 부하의 영향에 대한 전원 공급 장치의 저항 증가, 설계의 제조 가능성 증가, 우주선 전원 공급 장치의 활성 수명 증가, 온도 확장을 통한 기능성 증가입니다. 동작 범위 및 전원 공급 장치 설계 최적화, 션트 다이오드와 태양 전지의 연결 강도를 높여 스위칭 시스템을 단순화하고, 제조 기술을 최적화하여 우주선 태양 전지판 제조 공정의 재현성을 높입니다. 션트 다이오드와 태양전지, 그리고 태양전지와 션트 다이오드를 연결하는 스위칭 버스를 다층으로 구성한다. 소형 우주선용 태양전지에는 다음이 포함됩니다: 태양전지(SC)가 접착된 모듈이 있는 패널, 션트 다이오드; 션트 다이오드의 앞면과 뒷면을 태양전지와 연결하는 스위칭 부스바, 션트 다이오드는 태양전지 모서리의 컷아웃에 설치하고, 스위칭 부스바는 양면에 몰리브덴 포일로 이루어진 다층으로 제작 그 중 바나듐 또는 티타늄 층, 니켈 층 및 은층이 각각 있습니다. 2엔. 그리고 월급 5 f-ly, 병 4개, 테이블 3개.
본 발명은 SC의 작업 영역에 분산된 태양 복사압력을 사용하여 우주선(SC)의 이동을 제어하는 것에 관한 것입니다. 후자는 광학적으로 투명한 편평한 평행 액적 흐름의 형태로 형성됩니다. 각 흐름(Sx)과 정면-가로 방향(Sy)에서 반경 R의 방울 사이의 거리는 배수입니다. 스레드 수입니다. 거리를 두고 이동 방향으로 흐름을 서로 상대적으로 변위시킴으로써 액적 시트의 흐름이 다수 형성됩니다. 이러한 각 흐름은 이전 흐름에 대해 정면-횡방향으로 거리만큼 변위됩니다. 이렇게 하면 정면-가로 방향의 불투명도가 생성되고 흐름에 수직인 평면 방향의 투명도가 생성됩니다. 광압의 단위 분포력은 단위 시간당 적용 지점에 도달하는 반경과 방울 수를 변경하여 조절됩니다. 총 영향의 크기는 드립 제트 수를 변경하여 조정됩니다. 본 발명의 기술적 결과는 우주선의 상대 운동에 대한 교란 효과를 줄임으로써 분산된 외부 가벼운 압력 힘의 사용 효율성을 높이는 것을 목표로 합니다. 병 3개, 탭 1개
본 발명은 방열체와 태양전지(SB)가 탑재된 우주선(SV)의 운동 제어에 관한 것이다. 이 방법은 위성의 작업 표면에 대한 법선과 태양 방향의 정렬에 해당하는 위치로 태양계를 회전시키면서 행성 주위의 궤도에서 우주선 비행을 수행하는 것을 포함합니다. 우주선의 궤도 방향은 SB 회전 평면이 우주선 궤도 평면과 평행하고 SB가 태양 측면에서 궤도 평면을 기준으로 위치하는 구성됩니다. 우주선 궤도의 고도와 태양 방향과 우주선 궤도면 사이의 각도가 결정됩니다. 회전의 그림자 부분의 지속 시간이 회전 시 라디에이터에 의한 열 방출에 필요한 시간과 같아지는 이 각도의 값(β*)을 결정합니다. 주어진 각도의 현재 값이 β*보다 큰 궤도 궤도가 결정됩니다. 이러한 회전에서 SB 라디에이터를 음영 처리하는 조건이 달성될 때까지 SB는 가로 및 세로 회전 축을 중심으로 회전합니다. 동시에 태양계의 작업 표면 방향이 태양을 향하는 방향의 편차를 최소화합니다. 우주선의 궤도 비행은 특정 계산된 값 이하의 고도를 갖는 거의 원형 궤도에서 수행됩니다. 본 발명의 기술적 결과는 태양계가 궤도상의 우주선의 어느 위치에나 가려질 때 자연 냉각을 위한 조건을 만들어 라디에이터의 효율을 높이는 것입니다. 3 병.
본 발명은 우주기술에 관한 것으로 태양전지 회전시스템의 설계에 활용될 수 있다.
태양광 발전소의 효율성을 향상시키는 확실한 방법 중 하나는 태양광 추적 시스템을 사용하는 것입니다. 간단한 유지 관리로 추적 시스템을 개발하면 농업 시설의 기술적, 경제적 성능이 크게 향상되고, 환경의 생태적 안전을 보장하는 동시에 사람들에게 편안한 작업 및 생활 조건이 조성될 것입니다. 추적 시스템은 태양광 패널의 회전 축이 1개 또는 2개일 수 있습니다.
일직선 삼각기둥 모양의 프레임으로 구성되어 있으며 두 측면에 태양을 추적하기 위한 광전지가 위치하고 세 번째 면에는 태양 위치를 추적하는 소형 광전 태양 위치 센서를 포함하는 추적 시스템을 갖춘 태양광 발전소입니다. 모듈을 서쪽에서 동쪽으로 돌리는 명령 광전지입니다. 낮 시간 동안 센서 가장자리에 있는 추적 광전지는 샤프트를 사용하여 태양 방향으로 회전하는 태양광 모듈의 방위각 회전 구동을 위한 제어 장치에 명령 신호를 보냅니다. 설치의 단점은 태양 추적의 정확도가 충분하지 않다는 것입니다.
태양광 발전소에는 태양에 대한 이축 배향 시스템을 갖춘 태양전지가 포함되어 있으며, 태양 추적 센서로 원통형 프레넬 렌즈의 초점에 위치한 선형 광검출기가 포함된 광전 모듈이 설치되어 있습니다. 마이크로프로세서를 사용하는 광검출기의 신호는 태양전지의 방위각 및 천정 방향 시스템의 드라이브를 제어합니다.
이 설치의 단점은 태양 추적의 정확도가 부족하고 추적 센서가 태양 전지 활성 영역의 일부를 차지한다는 것입니다.
개발의 주요 목표는 일년 내내 하늘의 태양의 모든 위치에서 이축 태양광 패널 방향 시스템용 태양 추적 센서의 정확도를 향상시키는 것입니다.
위의 기술적 결과는 제안된 태양 추적 센서에는 불투명한 벽이 있는 역원추 형태로 만들어진 고정 플랫폼에 설치된 빔 수신 셀 블록을 포함하는 이축 태양 전지 방향 시스템이 있다는 사실에 의해 달성됩니다. 광전지 원뿔의 좁은 끝 부분에 장착됩니다. 이 경우, 빔 수신 셀은 160°의 입체각을 형성하여 플랫폼에 단단히 설치되고 플랫폼에 장착된 투명한 구로 구성됩니다. 이 구체는 수평에 대해 다음과 같은 각도로 기울어져 설치됩니다. 센서 위치의 지리적 위도.
추적 센서는 고정 플랫폼에 설치되며, 그 중 일반 6(그림 1)은 남쪽을 향합니다. 수평 베이스에 대한 부지의 경사각은 스테퍼 기어 모터를 사용하는 천정 및 방위각 회전 드라이브를 포함하는 기계식 태양 방향 시스템에 배치된 태양 전지 옆 영역의 지리적 위도에 해당합니다. 태양광 배터리 드라이브는 센서 셀의 광전 소자로부터 전기 충격을 받는 마이크로프로세서에 의해 제어됩니다. 마이크로프로세서에는 태양 전지 위치의 지리적 위도에 대한 정보, 달력이 장착된 전자 시계가 포함되어 있으며, 이 신호는 운동 방정식에 따라 태양 전지의 천정 및 방위각 회전을 위해 기어 모터를 활성화합니다. 하늘에 있는 태양의. 이 경우, 센서 셀의 광전 소자로부터의 신호를 기반으로 달성된 태양 전지의 회전 각도 값은 전류에서 태양의 운동 방정식에서 얻은 값과 비교됩니다. 시간.
센서 설계의 핵심은 그림 1에 나와 있습니다. 1, 2, 3, 4. 그림에서. 그림 1과 그림 3은 센서의 일반적인 다이어그램을 보여줍니다. 그림에서. 그림 2는 투명한 구와 빔 수신 셀의 평면도를 보여줍니다. 그림에서. 그림 4는 그러한 셀의 다이어그램을 보여줍니다.
2축 태양광 패널 방향 시스템용 태양 추적 센서는 해당 지역의 위도와 동일한 각도로 수평 베이스(5)에 부착된 플랫폼(1)을 포함합니다. 반경 r을 갖는 투명한 반구(2)가 플랫폼(1)에 부착됩니다. 구(2)의 전체 내부 공간에는 빔 수신 셀(3)이 내부 벽을 향하는 불투명 벽(7)이 있는 역원뿔 모양으로 밀접하게 고정되어 있습니다. 직경이 Φ이고 직경이 2인 투명한 구(2)의 일 2사이트 1로. 원뿔 3의 높이는 거리와 같습니다. 시간구 2의 내벽에서 플랫폼 1의 표면까지. 원뿔 3의 상단 가장자리에서 5d 1 거리에 있는 원뿔 3의 하부에는 광전 소자 4가 있으며, 이로부터 전기 신호가 발생합니다. 태양전지 축(도 1에는 도시되지 않음)의 회전을 제어하기 위해 마이크로프로세서 시스템으로 전송된다. 거리(5d1)는 태양 광선(8)이 원뿔(3)의 불투명 벽(7)에 의해 제한되는 광전 소자(4)에 정확하게 포착되는 방식으로 선택됩니다.
태양 추적 센서는 다음과 같이 작동합니다. 태양 광선(8)은 원뿔(3)의 내부 공간인 투명한 구(2)를 통과하여 광전지 소자(4)에 떨어지면서 전류를 발생시키며, 전류는 마이크로프로세서에 의해 분석되어 태양 전지의 스테퍼 모터 기어 드라이브로 전달됩니다. 방향 시스템(그림에는 표시되지 않음) 태양이 하늘을 가로질러 이동할 때, 광선(8)은 점차적으로 광전 소자(3)를 켜고 방위각 및 천정축을 따라 태양 전지의 회전을 정확하고 원활하게 조절하는 데 기여합니다.
태양 복사 시뮬레이터를 사용한 센서 셀 레이아웃의 실험실 테스트에서는 허용된 값에 대해 광속을 차단하는 허용 가능한 결과가 나타났습니다. 디 1 , 디 2와 5 디엑스.
이축 태양전지 배향 시스템의 태양 추적 센서는 역원뿔 형태로 만들어진 광선 수신 셀을 포함하고 있으며, 160°의 입체각을 형성하도록 현장에 단단히 설치되고 투명한 구로 둘러싸여 있어 보다 정확한 방향을 허용합니다. 태양광 패널을 통해 가장 많은 양의 전기를 공급받게 됩니다.
전파 천문학, 태양 에너지, 우주 통신, 지구 표면 및 기타 행성 탐사의 발전 전망은 대형 구조물을 우주로 발사할 가능성과 직접적인 관련이 있습니다. 현재 우주망원경과 안테나, 에너지 및 과학 플랫폼, 대형 태양광 패널(SB) 등 대규모 공간에서 다양한 등급의 구조물을 만들기 위한 연구가 러시아와 해외에서 진행되고 있다.
대형 우주 구조물 제작 분야에서 중요하고 빠르게 발전하고 있는 분야 중 하나는 드롭다운 태양광 패널과 다양한 목적으로 우주선(SC)에 장착되는 안테나의 개발이다.
우주선의 크기와 복잡성이 증가함에 따라 우주선을 발사체 페어링 아래에 배치해야 한다는 요구 사항은 심각한 설계 제한이 됩니다. 이로 인해 운송 중 및 궤도에서의 작동 조건이 다른 우주선이 만들어졌습니다. 우주선에는 다양한 안테나의 변형 가능한 구조, 기구와 센서가 설치된 접이식 막대, 우주에서 열리고 궤도에서 작동하는 데 필요한 모양을 취하는 안전 패널 등이 포함됩니다. 따라서 현대 우주선은 특정 방식으로 서로 연결된 몸체의 모음입니다. 일반적으로 우주선에는 변형 가능한 구조물이 부착되는 거대한 주 블록이 있습니다(그림 B1).
1 - 태양 전지; 2 - 태양 방향 센서; 3 - 무지향성 S-대역 안테나; 4 - C-밴드 안테나(직경 1.46m); 5 - 다중 채널 안테나(위상 배열 안테나 이미터); 6 - 조종 가능한 안테나(K-S-대역 단일 액세스, 우주 간 통신 링크용 K-대역)(직경 4.88m); 7 - 궤도 속도 벡터의 방향; 8 - 지구 방향; 9 - 30요소 S-대역 위상 배열 안테나(다채널 통신 회선); 10 - 제어되는 K-대역 안테나(우주-지구 통신선)(직경 1.98m); 11 - K-밴드 안테나(직경 1.13m)
따라서 현대식 우주선을 발사체 페어링에 맞추려면 모든 변형 가능한 구조물을 컴팩트한 운송 위치에 특정 방식으로 배치해야 합니다. 우주선이 특정 궤도로 발사된 후 모든 변형 가능한 구조물은 주어진 프로그램에 따라 배치됩니다. 일반적인 경우 변형 가능한 구조를 작업 위치로 가져오는 단계의 수가 상당히 클 수 있습니다(그림 B2).
1 - 배포 전 요소의 초기 구성 2 - 태양광 패널의 분리 및 배치; 3 - 태양전지 막대의 고정; 4 - 우주-지구 통신선용 안테나 배치; 5 - C-대역 안테나 배치; 6 - IDS 궤도간 예인선 구획; 7 - 단일 액세스 안테나 로드 배치 및 안테나 회전 8 - 모든 요소를 배포한 후 최종 구성
변형 가능한 구조의 요소가 이동하는 동안 특정 위치에 고정되는 반면, 이동은 전기 드라이브의 도움과 다양한 유형의 스프링의 변형 에너지로 인해 수행됩니다.
따라서 우주선의 크기를 초과하는 크기로 특수 기능 목적을 위한 장착 시스템을 만드는 문제는 접힌 운송 상태의 최소 무게 및 부피, 우주선의 높은 배치 신뢰성과 같은 상충되는 요구 사항을 충족하는 접이식 구조의 개발로 귀결됩니다. 상태를 작업 위치로 이동하고 궤도에서 작동하며 개방 상태에서 최대 작업 표면적, 부하 조건에서 안정적인 성능 특성을 제공합니다. 이러한 구조물의 성능은 주로 개방 중에 발생하는 힘의 강도에 따라 결정되므로 안정적인 개방을 보장하는 것은 복잡한 기계적 문제를 해결하는 것과 관련이 있습니다.
이러한 구조물의 설계가 크게 발전했음에도 불구하고 대형 구조물의 원활하고 안정적인 개방을 보장하는 동시에 후속 기능을 보장하는 작업은 여전히 중요합니다.
우주 기술 개발의 현재 추세에 따라 높은 전력 공급과 15년 이상의 수명이 연장된 우주선을 만들 필요가 있습니다. 우주선의 전력 공급이 증가하면 SB 날개의 유효 영역도 증가합니다(그림 B3).
동시에, 궤도에 진입하는 기존 우주선 발사체의 페이로드 영역에 배치되어야 합니다. 이러한 조건에서 탈출구는 단 하나뿐입니다. SB 날개를 만들고 패널 수를 늘려 우주선을 궤도에 진입시키는 단계에서 합리적인 패키지로 접히는 것입니다. 지상 실험에서는 SB 배치 과정의 실제 조건을 충분히 재현하여 배치 시스템의 신뢰성과 성능을 완전히 확인할 수 없습니다. 보안시스템 공개시스템의 오작동이나 비정상적인 작동은 거의 항상 긴급상황으로 이어진다. 수학적 모델링 방법을 사용하면 품질이 크게 결정되고 접이식 다중 링크 SB 개발에 드는 시간과 비용이 절감됩니다. 이를 통해 신뢰성 분석, 고장 예측, 긴급 상황 예측 등 SB의 개발, 제조, 실험 테스트 및 운영 전 과정에 걸쳐 상세한 정보 지원 가능성을 제공합니다.
본 발명은 우주 기술에 관한 것이며 우주선에서 다양한 목적으로 사용될 수 있습니다. 제안된 태양광 패널은 프레임, 빔, 상부 및 하부 새시로 구성됩니다. 문은 폴이 있는 파이로록을 사용하여 우주선의 프레임, 빔 및 본체에 고정되며 클램프로 서로 연결됩니다. 이 경우, 각 파이로록의 본체에는 폴과 자율적으로 상호작용하는 초전소자가 추가로 설치되며, 추가 축을 위한 두 번째 구멍이 만들어집니다. 걸쇠는 아래쪽 새시에 연결되어 있으며 한쪽 끝은 위쪽 새시에 단단히 고정된 브래킷과 상호 작용하고 다른 쪽 끝은 해당 걸쇠의 끝과 상호 작용합니다. 제안된 설계에서 파이로 매체는 셔터 패키지를 프레임과 빔에 고정하고 프레임과 빔을 우주선 본체에 고정하는 데 동시에 사용됩니다. 결과적으로, 본 발명은 태양광 패널 셔터의 개방 신뢰성을 약 100배 증가시키는 것을 가능하게 한다. 11 병.
본 발명은 우주 기술에 관한 것이며 우주선에서 다양한 목적으로 사용될 수 있습니다. TsSKB Samara가 개발한 우주선의 알려진 태양전지(SB)(도면 11f624 8700-0)가 있으며, 일반적인 모습은 그림 1에 나와 있습니다. 프로토타입 1개. 그림에서. 그림 2는 배터리의 단면(AA 섹션)을 보여줍니다. 그림에서. 그림 3은 발열화학물질(B-B)의 단면을 보여줍니다. 그림에서. 도 4는 밸브를 고정하기 위한 요소를 도시하고, 도 4는 밸브를 고정하기 위한 요소를 도시한다. 프로토타입의 5는 작동(개방) 위치에 있는 태양전지를 보여줍니다. 우주선 1(그림 1)의 몸체에는 드라이브(2)가 단단히 고정되어 있으며 출력 샤프트에는 파워 프레임(3)이 부착되어 있습니다. 우주선의 몸체에는 장비 4(그림 2)가 설치되어 있습니다. , 페어링 아래 영역과 함께 보관 위치의 배터리 구성을 결정합니다. 프레임 3과 빔 5(그림 1)에는 힌지형 평행사변형 6(그림 2)을 사용하여 하단 도어 7과 상단 도어 8이 설치되고 래치 9(시제품의 그림 4)로 한쪽에 고정됩니다. , 그리고 반대편에는 힌지(10), 프레임(3) 및 빔(5)으로 불꽃화학물질(11)이 연결되어 있습니다. 1개는 우주선 본체에 고정되어 있습니다. 초전기 장치(11)는 하우징(12), 폴(13), 토션 스프링(14), 열소자(15)(예를 들어, 파이로볼트)이며, 폴(13)을 사용하여 프레임(3)과 빔(5)(도 1)을 압력을 가합니다. 우주선 몸체(1). 초전기 장치(12)(그림 3)의 몸체와 폴(13)에는 주축(17)을 위한 구멍(16)이 있습니다. 동일한 불꽃 요소(15)를 사용하는 유사한 디자인의 불꽃 요소(11) 사용(그림 2) (그림 3), 하부 도어 7(그림 2)은 6개의 전력 지점에서 프레임(3)과 빔(5)(그림 1)에 부착됩니다. 평행사변형(6)(그림 2)의 힌지 중 하나에는 캠(18)(그림 4)이 견고하게 장착되어 있으며, 이는 도어(7 및 8)를 잠금 위치에 유지하는 스프링 장착 래치(9)에 기대어 있습니다. 광전 변환기(19)가 고정되는 각 도어(7, 8)의 둘레를 따라 메시 직물이 늘어납니다(도 5). 안전보장이사회의 공개는 다음 순서로 이루어진다. 헤드 페어링이 해제된 후 초전기 장치(11)의 발열체(15)(그림 3)를 활성화하라는 명령이 내려집니다. 분리 평면을 따라 발열체(15)가 찢어집니다. 폴(13)은 주축(17)을 기준으로 구멍(16)의 토션 스프링(14)에 의해 회전됩니다. 프레임(3), 빔(5)(그림 3)과 우주선(1) 본체(그림 1) 사이의 연결이 끊어졌습니다. 드라이브 2는 SB 패널을 SC 본체 1에서 멀어지게 이동시킨 후 정지합니다. 초전 장치(11)(도 2)의 초전 소자(15)(도 3)를 트리거하라는 명령이 주어진다. 하부 덮개 7, 프레임 3 및 빔 5(그림 1) 사이의 연결이 끊어졌습니다. G축에 설치된 토션 스프링의 작용에 따라(그림 1) 2) 힌지 평행사변형 6, 플랩 7과 8은 힌지 평행사변형 6의 축에서 평면 평행 이동을 시작합니다. 힌지에 단단히 고정된 캠 18(그림 4)은 플랩 7의 특정 회전 각도에서 8은 축 방향으로 이동하여 새시(8)를 새시(7)에 대해 잠금 해제하는 스프링 장착 래치(9)를 해제합니다. 새시(8)는 힌지(10)에 대해 회전하고 새시(7)는 평면 평행 이동을 계속합니다. 프레임 3(그림 1)과 빔 5에 고정됩니다. 새시 8(그림 4)은 새시 7을 사용하여 힌지 10에 고정됩니다. 따라서 4개의 도어가 모두 열리고 잠기며 단일 평면 패널을 형성합니다. 드라이브 2(그림 1)는 태양을 기준으로 최적의 위치로 패널을 회전시킵니다. 설명된 설계의 단점은 밸브 개방의 신뢰성이 낮다는 것입니다. 다수의 발열원이 존재하면 배치 시스템이 고장 없이 작동할 가능성이 줄어듭니다. 하나의 SB 패널을 열려면 12개의 불꽃 요소(파이로볼트)를 트리거해야 합니다. 해당 기술 사양에 따르면 P 볼트 = 0.99996이고 12개 P 시스템의 경우 = 0.99996 12 = 0.99952 이는 대략 1000당 1개의 오류를 의미합니다. 제품. 또한 열 변형으로 인해 서로 다른 새시에 있는 베이스 구멍이 변위될 때 래치의 축 방향 이동으로 인해 '물림' 현상이 발생하여 새시가 열리지 않게 됩니다. 본 발명의 목적은 복제요소를 도입함으로써 보안셔터 개방의 신뢰성을 높이는 것이다. 문제는 각 파이로 요소(자물쇠)의 본체에 폴과 상호 작용하는 파이로 요소가 추가로 설치되고 스윙 래치가 하단 새시에 힌지로 연결되고 한쪽 끝이 브래킷에 단단히 고정된다는 사실로 해결됩니다. 상부 새시에 고정되고 다른 하나는 걸쇠 끝과 상호 작용합니다. 그림에서. 도 6은 SB의 일반적인 모습을 도시한다. 그림에서. 7 - SB의 단면; 그림에서. 8 - 상부 및 하부 새시를 고정하는 요소; 그림에서. 그림 9는 하부 SB 도어를 프레임과 빔으로 우주선 본체에 고정하는 파이로 장치(잠금 장치)를 보여줍니다. 그림에서. 도 10은 주 발열체(스퀴브)의 활성화 후 작동 링크의 위치를 보여준다. 그림에서. 11 - 추가 초전 소자(스퀴브) 활성화 후 작업 링크의 위치. 태양전지는 우주선 몸체(20)(도 6)에 설치된다. 파워 프레임(22)은 드라이브(21)에 견고하게 부착됩니다. 예를 들어 안테나(23)와 같은 장비는 프레임(22)과 빔(24) 사이에 배치됩니다. 7) 하부 26개와 상부 27개의 새시가 설치됩니다. 스프링 장착 힌지(28)에 의해 플랩(27)에 연결된 하부 플랩(26)은 화재(29)(도 9)에 의해 본체(20)(도 6)에 대해 눌려진다. 따라서, 파이로 수단(29)은 우주선(20)의 몸체(도 6), 플랩(26)(도 7), 프레임(22)(도 6) 및 빔(24)에 대해 눌려진다. 몸체(30)에서(도 6) 9) 각 파이로 수단(29)에는 주축(32)을 위한 구멍(31)이 있고 축(32)과 상호 작용하여 본체(30)에 대해 레버(34)를 고정하는 파이로 요소(33)가 설치됩니다. 35(그림 11)는 본체(30)에 설치되고 추가 축(36)(그림 10)과 상호 작용하며 레버(34)를 하우징(30)(그림 9) 및 폴(37)로 고정합니다. 자체 축(38)은 레버를 고정합니다. 멈춤쇠(37)에 대해 34를 참조하고 하우징(30)(도 9)의 추가 축(36)(도 10)을 기준으로 조인트 회전을 보장하며, 홈(39)이 만들어집니다. 스프링 푸셔(40)가 레버(34)에 기대어 있고, 폴(37)은 코킹된 토션 스프링(41)과 상호작용한다. 플랩(26)(도 8)에는 축(42)에 스프링이 장착된 래치(43)가 있고, 그 한쪽 끝은 스프링이 장착된 래치(45)의 끝(44)에 기대어 있다. 래치(43)의 다른 쪽 끝은 플랩(27)이 열리는 것을 방지합니다. 우주선의 작업은 다음 순서로 수행됩니다. 헤드 페어링을 떨어뜨린 후, 우주선의 기능적 작업에 따라 드라이브가 있는 안테나 23(그림 7)이 SB 배치 구역의 우주선 20(그림 6) 본체에서 제거되어 근무 위치. 따라서, 안테나(23)(도 7)는 우주선의 셔터(26, 27)를 열기 위한 공간을 확보한다. 다음과 같은 용도로 파이로 제품을 사용할 수 있게 되었습니다. - 새시 패키지를 프레임과 빔에 부착하고 후속 개봉을 위해; - 프레임과 빔을 우주선 본체에 고정한 후 분리합니다. 두 가지 문제를 해결하기 위해 하나의 파이로 제품을 사용하면 그 수를 줄일 수 있어 시스템의 신뢰성이 높아집니다. 초전기 장치(29)의 주 초소자(33)(도 9)를 활성화하라는 명령이 주어집니다. 축 방향으로 이동하는 주축(32)은 하우징(30) 안으로 "가라앉습니다". 레버(34)는 압축된 힘을 받습니다. 폴(37)(도 10)과 함께 푸셔(40)의 스프링 및 자체 축(38)은 추가 축(36)에 대해 회전한다. 이 경우, 축(38)은 형상 홈(39)의 공동 내에서 이동한다. 초전 장치에서 0.5~2초 후에 주 초전 소자(33)에서 백업 초전 소자(35)로 명령이 전송됩니다(그림 11). 분말 가스의 영향으로 추가 축 36이 "가라앉습니다"(그림 2). 도 10), 폴(37)은 토션 스프링(41)에 의해 주축(32)에 대해 회전된다. 도어(26, 27)(도 7), 프레임(22)(도 6) 및 빔(24)은 도어의 본체로부터 해제된다. 우주선(20)은 힌지 평행사변형(25)의 축에 설치된 토션 스프링의 작용으로 개방됩니다(그림 7). 패널은 드라이브 21에 의해 작업 위치로 이동됩니다. 폴(37)(도 10)은 "y" 평면 너머로 돌출되지 않으며 우주선 본체로부터 SB 요소의 제거를 방해하지 않는다. 힌지에 단단히 고정된 캠(46)(그림 8)은 특정 회전 각도에서 래치(45)를 해제하고, 축 방향으로 이동하여 래치(43)의 생크를 해제합니다. 토션 스프링으로 회전하면 래치가 43은 열리고 잠기는 플랩(57)을 해제합니다. 과부하 및 온도 변화로 인해 밸브가 상호 이동하는 동안 래치(45)의 끝(44)은 사각형을 따라 이동할 수 있습니다. 밸브가 열리지 않는 현상을 제거하는 "I". 두 개의 독립적인 메커니즘이 초전 장치(30)(그림 9)의 본체에 설치되어 초전소자(스퀴브)(33, 35)(그림 11)에 의해 작동되기 때문에 초전 장치의 작동 신뢰성이 증가하고 에게
포 = 0.999999
그리고 우리는 (12개가 아닌) 6개의 불꽃을 사용하여 새시를 고정하고 여는 문제를 해결했기 때문에 새시 열기의 신뢰성은 다음과 같습니다.
P 시스템 = 0.999999 6 = 0.99999
이는 제품 100,000개당 대략 1개의 실패입니다. 새시에 힌지형 걸쇠를 도입하면 걸쇠가 걸리는 것을 방지할 수 있습니다(새시의 상대적인 온도 변화에도 불구하고). 제안된 기술 솔루션을 사용하면 SB 플랩 개방 시스템의 신뢰성을 약 100배 높일 수 있습니다.
주장하다
프레임, 빔, 상부 및 하부 날개로 구성된 우주선의 태양 전지는 클램프로 쌍으로 상호 연결되고 프레임과 빔에 설치되며 폴이 회전하는 파이로 장치를 사용하여 우주선 본체에 고정됩니다. 상기 파이로 장치의 본체에 형성된 구멍의 축을 기준으로, 상기 파이로 소자의 본체에는 폴과 상호작용하는 파이로 소자가 추가로 설치되고, 하부에는 스프링식 래치가 힌지 결합되는 것을 특징으로 하는 파이로 장치. 플랩의 한쪽 끝은 상부 플랩에 단단히 고정된 브래킷에 닿고 다른 쪽 끝은 래치 끝과 상호 작용합니다.
