CC BY
56РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА
Обод обод, ты могуч, Разверни антенны луч, Закрутись и изогнись, Как угодно извернись. Но в контейнер чтоб залез, И расчётным был твой вес.
УДК 629.78
DOI 10.26732/^.2020.2.03
ПАРАБОЛИЧЕСКИЙ ТРАНСФОРМИРУЕМЫЙ РЕФЛЕКТОР ДЛЯ ПЛАТФОРМЫ CUBESAT
З. А. Казанцев1, 3, А. М. Ерошенко1, 3, И. В. Уваев3, А. В. Лопатин2, 3 Н
1АO «Информационные спутниковые системы» им. акад. М. Ф. Решетнёва», г. Железногорск, Красноярский край, Российская Федерация 2 Федеральный исследовательский центр информационных и вычислительных технологий,
г. Красноярск, Российская Федерация 3 Сибирский государственный университет науки и технологий им. акад. М. Ф. Решетнёва,
г. Красноярск, Российская Федерация
Платформа CubeSat используется для создания малых космических аппаратов. Неотъемлемой частью космического аппарата являются антенны для передачи сигналов между ним и абонентами. В зависимости от назначения полезной нагрузки на космический аппарат могут быть установлены антенны различных конфигураций. В космических аппаратах на базе платформы CubeSat используются антенны с раскрывающимся рефлектором. К конструкции рефлектора предъявляются следующие требования: небольшой объем в сложенном положении, максимальная апертура отражающей поверхности в рабочем положении, обеспечение требуемых точностных характеристик отражающей поверхности, простота механизма раскрытия и незначительная масса. Использование гибких шарнирных соединений в конструкции антенны позволяет создать надежный механизм раскрытия, обеспечить необходимую жесткость конструкции и небольшую массу. В статье предложена конструкция трансформируемого параболического рефлектора для космического аппарата на платформе CubeSat. Основным, силовым элементом рефлектора является тонкостенная торовая оболочка с механизмом раскрытия в виде гибких шарниров. Проведен геометрический анализ для определения конфигурации рефлектора в сложенном положении. Выполнен модальный анализ для подтверждения необходимой жесткости. По результатам анализов были выбраны характеристики конструкции, которые удовлетворяют условию минимума массы. Разработан технологический процесс изготовления рефлектора, с помощью которого создан макет конструкции. Выполнены испытания рефлектора, заключающиеся в трансформации конструкции из рабочего положения в транспортировочное и обратно. Макет продемонстрировал возможность создания летных образцов рефлекторов, трансформируемым элементом которых является тонкостенная торовая оболочка с гибкими шарнирами.
Ключевые слова: трансформируемая антенна, гибкое шарнирное соединение, сверхлегкий космический аппарат, механический анализ, торовый обод.
Введение
Неотъемлемой частью любого космического аппарата являются антенны для передачи сиг-
Н lopatin@krasmail.ru © Ассоциация «ТП «НИСС», 2020
налов между ним и абонентами. В зависимости от назначения полезной нагрузки на космические аппараты могут быть установлены антенны различных конфигураций. Платформа СиЬе8а1 используется для создания малых космических аппаратов широкого назначения. В космических аппаратах на платформе СиЬе8а1 используются трансформи-
86
руемые антенны с раскрывающимися рефлекторами. В настоящее время в мире создано большое количество подобных антенн для космических аппаратов на платформе CubeSat.
На рис. 1 представлена антенна RalnCube массой 5,5 кг с диаметром апертуры 0,5 м, разработанная NASA/JLP [1]. Антенна RalnCube имеет рефлектор зонтичного типа, радиоотража-ющая поверхность которого представляет собой сетеполотно, закрепленное на тридцати спицах. Двухсекционные спицы приводятся в рабочее положение при помощи пружин. Контррефлектор установлен в фокусе параболоида и закреплен на основании антенны. Механизм фиксации спиц рефлектора в рабочем положении состоит из защелкивающихся шарниров. Антенна используется в космическом аппарате с конфигурацией платформы CubeSat 6U (10^20^30 см). Занимаемый объем антенны в сложенном положении составляет 24,8x21,5x9,7 см (4U). Здесь и далее для обозначения габаритов конструкции принимается единица U (от английского слова unit). Она обозначает объем, занимаемый минимальной сборочной единицей платформы CubeSat, представляющей собой куб с ребром 10 см. Спицы рефлектора обеспечивают высокую жесткость и точность отражающей поверхности. Однако большое количество спиц увеличивает риск их заклинивания во время развертывания, что приводит к снижению надежности раскрытия конструкции.
Том 4
гическим институтом [2]. Антенна представляет собой развертываемую мембранную конструкцию. Длина стороны квадратной мембранной поверхности - 1 м. Конфигурация платформы CubeSat - 3и. Занимаемый объем в сложенном положении - 1и (10x10x10 см). Антенна отличается компактностью и низкой массой конструкции. Главный недостаток антенны - относительная сложность механизма развертывания антенны, который удерживает ее в рабочем положении с сохранением требуемых характеристик по жесткости и точности.
Рис. 2. Антенна OrigamiSat-1
На рис. 3 представлена антенна ISARA массой 2 кг, разработанная NASA SSTP [3]. Эта антенна совмещает в себе солнечную батарею и отражающую антенную решетку. Антенна состоит из трех складных панелей размером 33,9x8,26 см. В сложенном положении панели расположены на трех внешних стенках платформы CubeSat и разворачиваются с помощью подпружиненных шарниров. Конфигурация платформы CubeSat - 3U (10x10x34 см). Панели размещены в пустом объеме между направляющими внутри контейнера для запуска космического аппарата. Главный недостаток - максимальная апертура ограничивается размерами платформы.
Рис. 1. Антенна RaInCube
На рис. 2 представлена антенна OrigamiSat-1 массой 4,1 кг, разработанная Токийским техноло-
Рис. 3. Антенна ISARA
З. А. Казанцев, А. М. Ерошенко, И. В. Уваев, А. В. Лопатин
Параболический трансформируемый рефлектор для платформы CubeSat
На рис. 4 представлен трансформируемый сетчатый офсетный рефлектор с диаметром апертуры 1 м, разрабатываемый NASA JPL совместно с Калифорнийским университетом [4]. Главным преимуществом этой конструкции рефлектора является простота механизма раскрытия рефлектора. В прямофокусном исполнении рефлектора облучатель, расположенный в фокусе параболы радиоотражающей поверхности, затеняет часть рабочей поверхности, поэтому офсетное исполнение имеет некоторые преимущества по сравнению с прямофокусным. К основным недостаткам относятся большая масса антенны и большой занимаемый объем в сложенном положении.
На рис. 6 представлена надувная антенна массой 0,5 кг с диаметром апертуры 1 м [6]. Рефлектор представляет собой мембрану, которая приводится в рабочее положение надувом антенны. Главные преимущества антенны: небольшой объем в сложенном положении, апертура более 1 м, простота механизма раскрытия. К недостаткам относятся низкая точность радиоотражающей поверхности и низкая надежность, связанная с обеспечением герметичности после надува.
Рис. 4. Развертываемая сетчатая отражательная офсетная антенна
На рис. 5 представлена антенна Mars Cube One (MarCO) массой 2 кг, разработанная NASA [5]. Антенна включает в себя три складные панели с отражающей решеткой (33,9^8,26 см). Конфигурация платформы CubeSat - 6U (10^20^34 см). Главные преимущества: надежность и простота. Панели антенны в сложенном положении занимают всего до 4 % полезного объема космического аппарата.
Рис. 6. Надувная антенна для платформы CubeSat
На рис. 7 представлена крупногабаритная мембранная антенна массой 1 кг, разрабатываемая Physical Sciences Inc [7].
Рис. 5. Антенна Mars Cube One (MarCO)
Рис. 7. Крупногабаритная мембранная антенна
Крупногабаритная мембранная антенна включает в себя радиоотражающую мембрану, раскрывающуюся при помощи штанг. Антенна используется в составе космического аппарата с конфигурацией платформы CubeSat 6и. Занимаемый объем в сложенном положении составляет 0,6 и. Сторона четырехугольника, описанного относительно формы данной поверхности с вершинами на концах штанг составляет 1,7 м. Основные преимущества данной антенны заключаются в том, что
87
Том 4
88
антенный модуль легко интегрируется на платформу CubeSat, не затеняет солнечные батареи, имеет малые габариты в сложенном положении. Главным недостатком является низкая точность радиоотражающей поверхности.
На рис. 8 представлена компактная трансформируемая антенна «Nonagon» для CubeSat массой 1 кг и с диаметром апертуры 0,5 м, разрабатываемая NASA Jet [8].
лектора космического назначения [8; 9]. На рис. 9 изображена антенна в рабочем положении на космическом аппарате CubeSat. Диаметр апертуры рефлектора составляет 1 м.
Рис. 8. Компактная разворачивающаяся антенна
Силовой обод антенны представляет собой пантографную систему с основанием в виде девяти стоек, раскрытие которой осуществляется при помощи пружин. В качестве опорного элемента и основания рефлектора выступает телескопическая мачта. Конфигурация платформы CubeSat для данной антенны должна быть не менее 2и. Занимаемый объем в сложенном положении составляет 1,5и. Масса конструкции - 0,4 кг. Главными преимуществами конструкции антенны являются низкая масса конструкции и высокая жесткость. Недостатком является низкая надежность, обусловленная большим количеством механических элементов.
1. Описание конструкции разработанного рефлектора
Объектом исследования является конструкция параболического трансформируемого реф-
Рис. 9. Параболический трансформируемый рефлектор в рабочем положении
Отличительной особенностью этой антенны является использование в качестве силовой конструкции трансформируемого обода с закрепленной на нем радиоотражающей мембраной. Обод представляет собой торовую оболочку, с толщиной стенки до 1 мм. В оболочке выполнены сквозные отверстия, позволяющие сгибать обод. Использование в конструкции рефлектора гибких шарнирных соединений позволяет обеспечить простоту и надежность механизма раскрытия, необходимую жесткость и небольшую массу рефлектора. Оптимальный баланс между жесткост-ными и массовыми характеристиками является результатом геометрического и модального анализа конструкции. На рис. 10 показан рефлектор с основными элементами. На рис. 11 показана схема закрепления радиоотражающей мембраны на ободе, а также гибкие шарниры.
Рис. 10. Конструкция рефлектора: 1 - прямофокусная или офсетная радиоотражающая мембрана; 2 - гибкие шарниры в виде сквозных отверстий; 3 - силовой трансформируемый торовый обод
обода рефлектора в сложенном положении для виртуальных цилиндров с диаметром 250 и 200 мм. В таблице Н - высота виртуального цилиндра, й -диаметр. Угол между смежными сегментами сложенного обода обозначен как а (рис. 13).
Таблица 1
Геометрические параметры различных исполнений обода
Рис. 11. Конструкция рефлектора, вид с обратной стороны: 1 - прямофокусная или офсетная радиоотражающая мембрана;
2 - гибкие шарниры в виде сквозных отверстий; 3 - силовой трансформируемый торовый обод
В зависимости от располагаемого объема для укладки рефлектора на период транспортировки и выведения на орбиту трансформируемый обод может быть представлен в нескольких исполнениях, отличающихся количеством гибких шарниров. На рис. 12 показаны различные исполнения обода и размеры виртуального цилиндра, в котором размещается рефлектор. Свободное пространство внутри обода обусловлено необходимостью размещения мембраны.
В табл. 1 представлена информация о геометрических параметрах различных исполнений
h, мм d, мм Объем в единицах U Количество шарниров а
200 200 6 16 22,6°
250 10 16 25,9°
300 200 9,5 10 26,48°
250 15 10 30,56°
400 200 12,5 6 34,8°
250 20 6 38,6°
Параболический трансформируемый рефлектор приводится в рабочее положение запасенной энергией деформации силового обода, то есть является самораскрывающимся. Обеспечение удержания формы отражающей поверхности после раскрытия рефлектора в рабочее положение осуществляется за счет жесткости силового обода и отсутствия остаточных деформаций в интерфейсных местах радиоотражающей мембраны и обода.
89
Рис. 12. Варианты исполнения обода для различных объемов компоновки
90
Том 4
Масса рефлектора определяется при построении конечно-элементной модели. В табл. 2 представлены характеристики материалов рассматриваемых основных частей рефлектора (мембраны и обода).
Таблица 2
Характеристики материалов основных частей рефлектора
Параметр Материал обода (углепластик) Материал мембраны
Модуль упругости Е, Па 1,1810" 6,8106
Плотность р, кг/м3 1700 1150
Модуль сдвига О, Па 4,5385 1010 4,5385 1010
Рис. 13. Угловой размер между соседними секциями
2. Модальный анализ конструкции рефлектора
Модальный анализ позволяет оценить жесткость конструкции. Собственные частоты и формы характеризуют фундаментальные упруго-массовые свойства модели конструкции. Модальный анализ конструкции рефлектора космического аппарата, включающего в себя силовой торовый обод и мембранную радиоотражающую поверхность, основан на проведении конечно-элементного анализа конструкции [11]. В выполняемых далее расчетах основными параметрами, влияющими на собственную частоту колебаний конструкции рефлектора, будут толщина мембраны и торовой оболочки полого обода I, а также диаметр внешней окружности поперечного сечения обода ё. Изменяемые параметры представлены на рис. 14.
Рис. 14. Изменяемые параметры рефлектора
Оценка масс вариантов конструктивного исполнения рефлектора при различных значениях ^ и ёпредставлена в табл. 3.
Таблица 3
Масса рефлектора при различных значениях ^ и ё
ё, мм мм Масса рефлектора, кг
0,1 0,16
10 1 1,58
3 4,75
0,1 0,17
15 1 1,67
3 5
0,1 0,17
20 1 1,75
3 5,26
Конечно-элементная модель рефлектора с заданными размерами показана на рис. 15.
Рис. 15. Конечно-элементная модель параболического рефлектора с заданными граничными условиями
На рис. 16-18 представлены основные формы свободных колебаний рефлектора с подобран-
ными оптимальными параметрами: диаметр попе- В результате проведенного параметрическо-
речного сечения обода составляет 10 мм, толщина го анализа в табл. 4 представлены основные часто-
обода и мембраны составляет 1 мм.
Рис. 16. Первая форма свободных колебаний, частота 4,2 Гц
ты собственных колебаний для каждого из девяти случаев.
Таблица 4
Геометрические параметры различных исполнений обода
й, мм /, мм Частота колебаний, Гц
0,1 3,25; 7,6; 19,9
10 1 4,2; 8,8; 24,3
3 5,7; 10,6; 31
0,1 5,1; 11,4; 29,7
15 1 6,5; 14,4; 38,7
3 8; 15,8; 44,7
0,1 6,5; 13,3; 35,8
20 1 9; 19,7; 49,4
3 10,5; 30; 52,3
91
Рис. 17. Вторая форма свободных колебаний, частота 8,8 Гц
3. Изготовление макета сверхлегкого
трансформируемого рефлектора
Формообразующая структура мембраны рефлектора изготавливается из лент на основе волокна IMS65 24К и силикона RT601. Подобное технологическое решение позволяет легко складывать мембрану и возвращать ее в рабочее положение без остаточных деформаций [12]. В процессе изготовления рефлектора на литую заготовку натягивается сотканная углепластиковая ткань, предварительно смазанная антиадгезивом. Затем она пропитывается эпоксидной смолой и фиксируется до полной полимеризации. На рис. 19 представлены готовые углепластиковые ленты. На рис. 20 показана литая заготовка для формования мембраны рефлектора. На рис. 21 представлена готовая мембрана из углепластиковых лент, закрепленная на заготовке.
Рис. 18. Третья форма свободных колебаний, частота 24,3 Гц
Рис. 19. Углепластиковые ленты
Том 4
92
Рис. 20. Литая заготовка для формования мембраны рефлектора
в отфрезерованные металлические формы. Формы представлены на рис. 24.
Рис. 23. Кронштейны обода
Рис. 21. Готовая мембрана из углепластиковых лент, закрепленная на заготовке
Основным элементом обода рефлектора является однослойная углепластиковая труба с гибкими шарнирными узлами, выполненными в виде сквозных отверстий. В качестве материала трубы используется углеродная ткань УТ-3К-Сатин4Н-185-30 ТУ 23.99.14-032-75969440-2017, связующее ЭНФБ ТУ 1-596-36-2005. Такая конструкция обеспечивает низкую массу рефлектора и достаточную жесткость конструкции. Трубчатые элементы изготавливаются намоткой предварительно пропитанного углеродного ровинга на подготовленную форму. Затем связующее полимери-зуется в нагревательной печи. Трубчатый элемент представлен на рис. 22.
Рис. 24. Формы для выкладки ткани под кронштейны
На рис. 25 представлен готовый рефлектор в рабочем положении. На рис. 26 показан готовый рефлектор в транспортировочном положении, помещенный в цилиндр диаметром 250 мм и высотой 200 мм.
Рис. 22. Трубчатый элемент обода
В качестве составных частей, скрепляющих между собой элементы обода, используются углепластиковые кронштейны. К этим кронштейнам присоединяется радиоотражающая мембрана. Кронштейны представлены на рис. 23.
Кронштейны изготавливаются выкладкой, пропитанной связующим углепластиковой ткани
Рис. 25. Рефлектор в рабочем положении
93
Рис. 26. Рефлектор в транспортировочном положении
Заключение
В статье предложена новая конструкция трансформируемого параболического рефлектора для космического аппарата на платформе CubeSat. Основным силовым элементом является тонкостенная торовая оболочка с механизмом раскрытия рефлектора в виде гибких шарниров, выполненных в форме сквозных отверстий. Проведен параметрический геометрический анализ для определения конфигурации рефлектора в сложенном положении. Проведен модальный анализ для подтверждения обеспечения необходимой жесткости. По результатам анализов были выбраны проектные характеристики конструкции, которые удовлетворяют условию минимума массы рефлектора. Разработан технологический процесс изготовления рефлектора, с помощью которого изготовлен макет конструкции. Выполнены испытания рефлектора,
заключающиеся в трансформации конструкции из рабочего положения в транспортировочное и обратно. Изготовленный макет продемонстрировал возможность создания летных образцов рефлекторов, трансформируемым элементом которых является тонкостенная торовая углепластиковая оболочка с гибкими шарнирами. Концепция разработанного параболического рефлектора защищена патентами на полезную модель [9; 10].
Благодарности
Авторы выражают благодарность директору Отраслевого центра крупногабаритных трансформируемых механических систем АО «Информационные спутниковые системы» им. акад. М. Ф. Решетнёва» Халимановичу Владимиру Ивановичу за инициирование исследований по созданию трансформируемого рефлектора.
Список литературы
[1] Peral E., Imken T., Sauder J., Statham Sh., Tanelli S., Price D., Chahat N. RainCube, a Ka-band precipitation radar in a 6U CubeSat // Proc. 31st Annu. AIAA/USU Conf. Small Satellites (SSC), Logan, UT, USA, Aug. 2017. [Электронный ресурс]. URL: https://digitalcommons.usu.edu/smallsat/2017/all2017/80/ (дата обращения: 23.07.2020).
[2] OrigamiSat-1 (FO 98, Fuji-OSCAR 98) ORIGAMI (Organization of research Group on Advanced deployable Membrane structures for Innovative space science) PROJECT. [Электронный ресурс]. URL: http://www.origami. titech.ac.jp (дата обращения: 23.07.2020).
[3] Hodges R., Shah B., Muthulingham D., Freeman T. ISARA - Integrated Solar Array and Reflectarray Mission Overview // Proc. 27st Annu. AIAA/USU Conf. Small Satellites, Logan, UT, USA, Aug. 2013.
[4] Chahat N., Sauder J., Hodges R. E., Thomson M., Rahmat-Samii Y. The deep-space network telecommunication CubeSat antenna: Using the deployable Ka-band mesh reflector antenna // IEEE Antennas Propag. Mag., 2017, vol. 59, no. 2, pp. 31-38.
[5] Hodges R. E., Chahat N., Hoppe D. J., Vacchione J. D. The Mars Cube One deployable high gain antenna // IEEE International Symposium on Antennas and Propagation, California Inst. Technology, USA, INSPEC Accession Number: 16411829, Oct. 2016.
[6] Babuscia A., Choi T., Sauder J., Chandra A., Thangavelautham J., Inflatable antenna for CubeSats: Development of the X-band prototype // Proc. IEEE Aerosp. Conf., Big Sky, MT, USA, Mar. 2016, pp. 1-11.
[7] Warren P. A., Steinbeck J. W., Minelli R. J., Mueller C. Large deployable S-band antenna for a 6U Cube Sat // Proc. 29th Annu. American Inst. Aeronautics and Astronautics/Utah State University Conf. Small Sattelites, 2015, pp. 1-7.
Том 4
[8] Bolton S., Doty D. Compact Deployable Antenna for CubeSat Units // Mechanical Engineering Department, California Polytechnic State University, San Luis Obispo, USA, 2014-2015, pp. 1-125.
[9] Лопатин А. В., Казанцев З. А., Масловская А. М. Параболический трансформируемый рефлектор. Пат. № 183908, Российская Федерация, 2018, бюл. № 28.
[10] Лопатин А. В., Казанцев З. А., Масловская А. М. Параболический прямофокусный рефлектор. Пат. № 190518, Российская Федерация, 2019, бюл. № 19.
[11] Чеботарев В. Е., Косенко В. Е. Основы проектирования космических аппаратов информационного обеспечения : учеб. пособие ; Сиб. гос. аэрокосм. ун-т, Красноярск, 2011. 488 с.
[12] Михайлин Ю. А. Специальные полимерные композиционные материалы. СПб. : Научные основы и технологии, 2009. 664 с.
94
PARABOLIC TRANSFORMABLE REFLECTOR FOR CUBESAT PLATFORM
Z. A. Kazantsev1, 3, A. M. Eroshenko1, 3, I. V. Uvaev3, A. V. Lopatin2, 3
1 JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems, Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, Russian Federation 2 Federal Research Center for Information and Computational Technologies,
Krasnoyarsk, Russian Federation 3 Reshetnev Siberian State University of Science and Technology,
Krasnoyarsk, Russian Federation
CubeSat platform is used for creating small spacecrafts. Antennas for transmission of signals between the spacecraft and subscribers are inalienable parts of it. Different antenna configurations may be installed on a spacecraft depending on functions of their payload. Spacecrafts based on the CubeSat platform are equipped with transformable antennas with a drop-down reflector. There are several requirement to the construction of the reflector designed for operating via the CubSat platform: small volume in folded state; maximal aperture of a parabolic reflective surface in working position; ensuring the required accuracy characteristics of the reflective surface; simplicity of the opening mechanism and low weight. Usage of flexible swivel joints in the design of the antenna allows to create a simple and reliable opening mechanism and to provide the necessary rigidity of the structure and a small mass of the reflector. The paper proposes a new design of a transformable parabolic reflector for a spacecraft on the CubeSat platform. The main power element is a thin-walled torus shell with a reflector opening mechanism in the form of flexible hinges. A geometric analysis was carried out to determine the configuration of the reflector in the folded position. Modal analysis was completed to confirm that the required stiffness was achieved. Based on the analysis results, the design characteristics of the structure were selected that satisfy the condition of the minimum mass of the reflector. A technological process for manufacturing a reflector was developed, with the help of which the model of the structure was made. Reflector tests which were the transformation of the structure from the working position to the transport position and vice versa were carried out. The produced layout demonstrated the possibility of creating flight reflectors, the transform.
Keywords: transformable antenna, flexible joint, ultralight spacecraft, structural analysis,
torus rim.
References
[1] Peral E., Imken T., Sauder J., Statham Sh., Tanelli S., Price D., Chahat N. RainCube, a Ka-band precipitation radar in a 6U CubeSat // Proc. 31st Annu. AIAA/USU Conf. Small Satellites (SSC), Logan, UT, USA, Aug. 2017. Available at: https://digitalcommons.usu.edu/smallsat/2017/all2017/80/ (accessed 23.07.2020).
Параболический трансформируемый рефлектор для платформы CubeSat
[2] OrigamiSat-1 (FO 98, Fuji-OSCAR 98). ORIGAMI (Organization of research Group on Advanced deployable Membrane structures for Innovative space science) PROJECT. Available at: http://www.origami.titech.ac.jp (accessed 23.07.2020).
[3] Hodges R., Shah B., Muthulingham D., Freeman T. ISARA - Integrated Solar Array and Reflectarray Mission Overview // Proc. 27st Annu. AIAA/USU Conf. Small Satellites, Logan, UT, USA, Aug. 2013.
[4] Chahat N., Sauder J., Hodges R. E., Thomson M., Rahmat-Samii Y. The deep-space network telecommunication CubeSat antenna: Using the deployable Ka-band mesh reflector antenna // IEEE Antennas Propag. Mag., 2017, vol. 59, no. 2, pp. 31-38.
[5] Hodges R. E., Chahat N., Hoppe D. J., Vacchione J. D. The Mars Cube One deployable high gain antenna // IEEE International Symposium on Antennas and Propagation, California Inst. Technology, USA, INSPEC Accession Number: 16411829, Oct. 2016.
[6] Babuscia A., Choi T., Sauder J., Chandra A., Thangavelautham J., Inflatable antenna for CubeSats: Development of
the X-band prototype // Proc. IEEE Aerosp. Conf., Big Sky, MT, USA, Mar. 2016, pp. 1-11. 95
[7] Warren P. A., Steinbeck J. W., Minelli R. J., Mueller C. Large deployable S-band antenna for a 6U Cube Sat // Proc. 29th Annu. American Inst. Aeronautics and Astronautics/Utah State University Conf. Small Sattelites, 2015, pp. 1-7.
[8] Bolton S., Doty D. Compact Deployable Antenna for CubeSat Units // Mechanical Engineering Department, California Polytechnic State University, San Luis Obispo, USA, 2014-2015, pp. 1-125.
[9] Lopatin A. V, Kazantsev Z. A., Maslovskaya A. M. Parabolicheskij transformiruemyj reflektor [Parabolic transformable reflector]. Patent RU 183908, 2018, bulletin no. 28.
[10] Lopatin A. V., Kazantsev Z. A., Maslovskaya A. M. Parabolicheskijpryamofokusnyj reflektor [Parabolic direct focus reflector]. Patent RU 190518, 2019, bulletin no. 19.
[11] Chebotarev V. E., Kosenko V. E. Osnovyproektirovaniya kosmicheskikh apparatov informatsionnogo obespecheniya [Fundamentals of spacecraft design information support]. Krasnoyarsk, SibGAU Publ., 2011. 488 p. (In Russian)
[12] Mikhaylin Yu. A. Spetsial'nyepolimernye kompozitsionnye materialy [Special polymer composites]. St. Petersburg, Nauchnye osnovy i tekhnologii, 2009. P. 664. (In Russian)
Сведения об авторах
Ерошенко Антонина Матвеевна - инженер отдела АО «Информационные спутниковые системы» им. акад. М. Ф. Решетнёва», аспирант Сибирского государственного университета науки и технологий им. акад. М. Ф. Решетнёва.
Казанцев Захар Алексеевич - начальник группы АО «Информационные спутниковые системы» им. акад. М. Ф. Решетнёва», аспирант Сибирского государственного университета науки и технологий им. акад. М. Ф. Решетнёва.
Лопатин Александр Витальевич - доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой Сибирского государственного университета науки и технологий им. акад. М. Ф. Решетнёва, старший научный сотрудник Федерального исследовательского центра информационных и вычислительных технологий.
Уваев Илья Владимирович - кандидат физико-математических наук, доцент Сибирского государственного университета науки и технологий им. акад. М. Ф. Решетнёва.
