Актуальные проблемы разработки рефлектора двойного складывания Текст научной статьи по специальности «Электротехника, электронная техника, информационные технологии»

УДК 629.783

АКТУАЛЬНЫЕ ПРОБЛЕМЫ РАЗРАБОТКИ РЕФЛЕКТОРА ДВОЙНОГО СКЛАДЫВАНИЯ

П. К. Колесникова, А. В. Охин Научный руководитель - А. Н. Тимофеев

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева

Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

E-mail: [email protected]

Представлен рефлектор двойного складывания. Раскрыты основные проблемы, присущие данному типу конструкции рефлектора. Разработаны формообразующая структура и устройство укладки и фиксации формообразующей структуры с учетом поставленных проблем.

Ключевые слова: рефлектор двойного складывания, формообразующая структура, устройство укладки и фиксации.

CURRENT DEVELOPMENT PROBLEMS OF DOUBLE-FOLDING

SPACE REFLECTOR

P. K. Kolesnikova, A. V. Okhin Scientific Supevisor - A. N. Timofeev

Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]

Double-folding space reflector is presented. Revealed the main problems inherent in this type of reflector's construction. Developed form-building structure and stowage and fixing device.

Keywords: double-folding space reflector. form-building structure. stowage and fixing device.

Спутниковые системы связи представляют собой одну из наиболее представительных и наиболее быстро развивающихся разновидностей информационных систем, которые находят широкое применение в различных областях жизнедеятельности.

Одна из составных частей при достижении высокой точности спутниковой связи - это использование крупногабаритных рефлекторов трансформируемых антенн зонтичного типа [1; 2]. Увеличение диаметра рефлектора антенны значительно расширит функциональные возможности антенны, например, повысит ее чувствительность к электромагнитному сигналу. Это позволит фиксировать слабые импульсы, что имеет особую важность для зондирования поверхностных процессов - землетрясений, цунами, извержений вулканов и техногенных катастроф.

Разработанные в АО «ИСС» рефлекторы диаметром 12 м в сложенном положении имеют длину 7,8 м и возвышаются над корпусом спутника на 2,7 м, при этом они едва вписываются в головной обтекатель (ГО) ракеты-носителя. Полезный объем для размещения облучающих систем крупногабаритных антенн и для размещения других антенных систем очень ограничен. В настоящее время требуется создать варианты складывания рефлектора диаметром 12 м и длиной не более 4,5 м для обеспечения оптимальной компоновки под существующими ГО ракеты-носителя совместно с крупногабаритными многолучевыми облучающими системами антенн и другими антенными системами полезной нагрузки.

Конструктивно рефлектор состоит из следующих основных элементов: силового каркаса, ра-диоотражающей поверхности, формообразующей структуры (ФОС), устройства укладки и фиксации, механизма раскрытия [3]. Рассматриваемый рефлектор диаметром 12 м двойного складывания спиц находится в разработке в АО «ИСС». Для выполнения своих функций рефлектору требуется радио-отражающая поверхность определенной точности, которая, в частности, обеспечивается формообразующей структурой рефлектора.

Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2016. Том 1

Нами были разработаны ФОС и устройство укладки и фиксации формообразующей структуры. Формообразующая структура предназначена для формирования заданного профиля отражающей поверхности рефлектора с требуемой точностью. Также она обеспечивает разворачиваемость радиоот-ражающей поверхности и ее натяжение с необходимым усилием. Требуемая точность обеспечивается размером фацеты и натяжением шнуров.

С точки зрения однозначности позиционирования узлов ФОС на радиоотражающей поверхности рефлектора, а также минимизации количества точек регулировки, предпочтительными являются фацеты треугольной формы. Оптимальной является форма, близкая к равностороннему треугольнику. При заданном среднеквадратичном отклонении равном 3 мм методом последовательных приближений, был выбран размер фацеты 930 мм.

С целью уменьшения массы и габаритных размеров рефлектора при заданной апертуре в ФОС применены жесткие профилированные элементы (рис. 1). Ранее жесткие профилированные элементы не применялись в ФОС рефлекторов диаметром 12 м. Масса формообразующей структуры равна 10 кг.

Рис. 1. Фрагмент ФОС с жесткими профилирующими элементами

Устройство укладки и фиксации предназначено для упорядоченного размещения сетеполотна и элементов ФОС между элементами конструкции силового каркаса рефлектора в транспортировочном положении с последующим упорядоченным развертыванием при раскрытии рефлектора. Укладка шнуров ФОС осуществляется в контейнеры (рис. 2).

Контейнер представляет из себя цилиндр диаметром 12 мм и длиной 100 мм с 12 сквозными пазами для укладки шнуров ФОС и центральным отверстием для закрепления на шнуре. Материал контейнера - литьевой полиамид. Масса одного контейнера составляет 9 грамм. Фронтальная ФОС с се-теполотном, а также жесткие элементы закрепляются в 7 местах кольцами к перемычкам. Перемычки в стартовом положении удерживаются кронштейнами (рис. 3).

Общая масса устройства укладки составляет 1,09 кг.

Рис. 2. Контейнер для укладки шнуров ФОС

Рис. 3. Элементы крепления ФОС

Библиографические ссылки

1. Голдобина Я. Л., Шальков В. В. Перспективный крупногабаритный трансформируемый рефлектор зонтичного типа // Материалы XIX Междунар. науч.-практ. конф., посвящ. 55-летию Сиб. гос. аэрокосмич. ун-та им. акад. М. Ф. Решетнева (10-14 нояб. 2015, г. Красноярск) : в 2 ч. / под общ. ред. Ю. Ю. Логинова ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2015. С. 99-101.

2. Евдокимов А. С., Шендалев Д. О. Повышение достоверности конечно-элементной модели сетчатого рефлектора по результатам макетирования // Решетневские чтения : материалы XVIII Междунар. науч. конф., посвящ. 90-летию со дня рождения генер. конструктора ракет.-космич. систем акад. М. Ф. Решетнева (11-14 нояб. 2014, г. Красноярск) : в 3 ч. / под общ. ред. Ю. Ю. Логинова ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2014. С. 78-80.

3. Gunnar Tibert. Deployable Tensegrity Structures for Space Applications. Technical Report from Royal Institute of Technology, Department of Mechanics SE-100 44 Stockholm, Sweden. April, 2002.

© Колесникова П. К., Охин А. В., 2016