CC BY
104
Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2014. Технические науки
Для определения координат центров шарниров механизма вводится система координат ОХУ с началом в центре шарнира О на левой опоре (рис. б). На втором этапе синтеза необходимо по заданным условиям определить размеры звеньев механизма, предназначенного для поворота звена 3 из его верхнего крайнего (горизонтального) положения в крайнее нижнее (вертикальное).
Для выполнения основного назначения рассматриваемый механизм должен удовлетворять следующим условиям.
1. Для осуществления свободного поворота антенны телескопа, в крайнем вертикальном положении выходного звена должен быть некоторый зазор между опорной линией ОЕ и точкой М. Другими словами, траектория точки не должна пересекаться с опорной линией.
2. Движения звеньев рассматриваемого механизма должны происходить выше опорной линии ОЕ, т. е. координаты центров шарниров А и Б должны быть только положительными.
Как для исходного, так и для рабочего положений механизма необходимо определить длины звеньев I и углы их поворота. С этой целью структурную цепь механизма разбиваем на две части: цепь ЕБСЕ, представляющую собой механизм двойного маятника и цепь ОАВСО, которая является двухкоромысловым механизмом.
Предложенная конструкция механизма параллельной структуры является перспективной для ориентации антенн космических аппаратов. Это обусловлено тем, что данные механизмы обладают высокими функциональными свойствами ввиду их высокой точности, грузоподъемности, наличия возможности установить приводы на основании. А это в свою очередь является важным условием для разработки системы наведения космического радиотелескопа.
Библиографические ссылки
1. Синтез механизмов параллельной структуры для ориентации антенны космического телескопа / Ю. Н. Артеменко, В. А. Глазунов, Э. Е. Сильвестров, В. В. Кореновский, С. М. Демидов // Наука и образование. 2013. № 5.
2. Пестериков А. А. Устройство ориентации лепестков рефлектора космического телескопа «Миллиме-трон» // Разработка, производство, испытания и эксплуатация космических аппаратов и систем : материалы науч.-техн. конф. // ОАО «ИСС». Железно-горск. 2011. С. 211-212.
3. Merlet J.-P. Parallel Robots. Solid mechanics and its applications. Kluwer Academic Publishers, 2000. 394 p.
© Дорофеева Е. С., Мирзаев Р. А., 2014
УДК 629.7.021.6
Д. А. Климовский Научный руководитель - Н. А. Смирнов Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
КОНСТРУКЦИЯ ГРАВИТАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ СТАБИЛИЗАЦИИ НАНОСПУТНИКА
Представлена раскрывающаяся конструкция системы гравитационной стабилизации наноспутника на основе актуатора с желобчатой лентой.
В последнее время в мире вырос интерес к созданию малых спутников. Одно из основных направлений, где они демонстрируют свои преимущества, это технологические эксперименты по тестированию миниатюрной элементной базы и отработке новых технологических решений. Другое направление - использование малогабаритных спутников в образовательном процессе. Такое применение обусловлено относительно невысокой стоимостью миссий и коротким временным циклом цепочки «идея - результаты летных испытаний» [1].
Для стабильного и правильного функционирования, наноспутник на орбите должен обладать определенным положением относительно Земли. Для стабилизации ИСЗ применяются два метода: пассивный и активный. Так как у наноспутников имеются высокие требования к массе и компактности, то установка на них активных органов стабилизации приведет к утяжелению конструкции и увеличению габаритов изделия, а так же к установке дополнительных источников энергии. Пассивные методы стабилизации отличаются
тем, что не требуют запасание дополнительной энергии на борту КА. Наиболее распространены следующие пассивные методы стабилизации [2]:
• гравитационный;
• аэродинамический;
• давлением солнечных лучей;
• вращением.
За счет того, что спутник имеет небольшие размеры, воздействие на него со стороны аэродинамических сил и давления солнечных лучей пренебрежимо мало. Стабилизация вращением так же малоэффективна для таких размеров. В основном она используется в сочетании с активными методами.
Гравитационная система стабилизации основана на использовании гравитационного момента и ориентирует одну из осей спутника по местной земной вертикали, причем, одновременно с этим возможна ориентация двух других осей.
В качестве основы конструкции предлагается использовать актуатор на основе желобчатой ленты [3] (рис. 1). За счет формы сечения ленты она обладает
Секция «Модели и методы анализа прочности динамики и надежности конструкций КА»
достаточной гибкостью для наматывания на барабан и имеет необходимый запас устойчивости в развернутом состоянии. Вся конструкция состоит из трех таких лент, расположенных на равных расстояниях по окружности с центром в предполагаемой оси стабилизации и соединенных между собой на концах (рис. 2).
В момент вывода аппарата на орбиту ленты намотаны на барабаны, благодаря чему достигается высокая компактность конструкции с одной стороны, а с другой, ленты не воспринимают нагрузок. За счет того, что ленты разворачиваются одновременно, их
длинны до места соединения остаются постоянно равными, благодаря чему вершина такой конструкции перемещается вдоль оси предполагаемой стабилизации.
Главные достоинства предлагаемой конструкции системы стабилизации - компактные размеры в неразвернутом состоянии и малая масса за счет тонкой желобчатой ленты, плавное раскрытие на орбите.
Механизмы и конструкции такого рода могут вывести такую категорию космических аппаратов как наноспутники принципиально на новый уровень.
Библиографические ссылки
1. Биндель Д. [и др.] Наноспутник GRESAT. Общее описание // Предпринты ИПМ им. М. В. Келдыша. 2009. № 21. 35 с. [Электронный ресурс]. URL: http://library.keldysh.ru/preprint.asp?id=2009-21 (дата обращения: 12.03.2014).
2. Филатов В. В. Спутники связи : учебное пособие ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2005. 208 с.
3. Klimovskiy D. A. Construction of the compact actuator // European Science and Technology: 7th International scientific conference. Munich, 2014. P. 286-288.
© Климовский Д. А., 2014
