RU2729866C2

RU2729866C2 - Solar battery mechanical device construction manufacturing method

Info

Publication number: RU2729866C2
Application number: RU2018141729A
Authority: RU
Inventors: Станислав Игоревич Немчанинов; Валентин Иванович Парафейник; Владимир Ильич Кузоро
Original assignee: Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
Priority date: 2018-11-26
Filing date: 2018-11-26
Publication date: 2020-08-12
Also published as: RU2018141729A3; RU2018141729A

Abstract

FIELD: space equipment.

SUBSTANCE: invention relates to methods of making solar battery mechanical device. Solar cell mechanical device manufacturing method is in fact, that frame and panels of solar battery (SB) are connected to each other and through frame with spacecraft hinged joints. At that, the frame, SB panels and hinged units are made as independent structural elements—modules. Connection is performed by means of unified interfaces. Autonomous tests are performed for each module. Connection and interaction of each module with test equipment takes place via unified interfaces. After testing modules are installed at the place of operation, and any of modules is dismantled, installed again or replaced without additional adjustment works.

EFFECT: reduced labor input.

1 cl, 1 tbl

Description

Изобретение относится к космической технике, а именно к способам изготовления конструкции механического устройства батареи солнечной и может быть использовано при создании космического аппарата.The invention relates to space technology, and in particular to methods of manufacturing the structure of a mechanical device for a solar battery and can be used to create a spacecraft.

Из существующего уровня техники известен способ изготовления конструкции механического устройства, раскрытый в устройстве развертывающейся стержневой конструкции (патент RU №112889 U1, B64G 1/22, H04Q 1/28), заключающийся в том, что формообразующие стержневые элементы, каждый из которых выполнен из двух частей, соединяют шарниром. Части формообразующего стержневого элемента выполняют полыми. На корпус шарнира с осями устанавливают части формообразующего стержневого элемента с возможностью поворота, а каждую часть формообразующего стержневого элемента снабжают размещенными в ее полости пружиной растяжения или сжатия, которую устанавливают с возможностью взаимодействия с ней одним своим концом, и гибкой тягой, которую выполняют в виде металлического тросика, прикрепленной одним концом к другому концу пружины, причем другой конец гибкой тяги прикрепляют к корпусу в месте, обеспечивающем возможность возникновения плеча силы упругости пружины относительно оси, на которой эта часть формообразующего стержневого элемента установлена.From the existing prior art, there is a known method for manufacturing a structure of a mechanical device, disclosed in a device of a deployable rod structure (patent RU No. 112889 U1, B64G 1/22, H04Q 1/28), which consists in the fact that the shaping rod elements, each of which is made of two parts, connected by a hinge. Parts of the shaping rod element are hollow. On the hinge body with axes, parts of the shaping rod element are installed with the possibility of rotation, and each part of the shaping rod element is provided with a tension or compression spring placed in its cavity, which is installed with the ability to interact with it with one of its ends, and a flexible rod, which is made in the form of a metal a cable attached at one end to the other end of the spring, and the other end of the flexible rod is attached to the body at a place that allows the spring force arm to emerge relative to the axis on which this part of the shaping rod element is mounted.

Недостатком описанного выше способа изготовления конструкции механического устройства является то, что шарнир может поворачиваться только совместно с формообразующими стержнями, с размещенными в их полости пружиной растяжения или сжатия. Так, например, в случае отсутствия формообразующего стержня с установленной в нем пружиной шарнир не сможет выполнять свою функцию поворота этого стержня. Следовательно, для подтверждения его работоспособности необходимо провести испытание всей конструкции устройства, составные элементы которого могут не учувствовать в работе конкретного шарнира и не нуждаются в данных проверках. Такой способ изготовления является трудоемким, требует большего количества испытательного оборудования для поворота всех шарниров связанных с советующими формообразующими стержнями в заданных условиях эксплуатации, сборочных и настроечных работ взаимного расположения элементов конструкции и шарнирнов, которые усложняют процесс изготовления, как шарнира, так и механического устройства в целом.The disadvantage of the above-described method of manufacturing the structure of a mechanical device is that the hinge can only rotate together with the shaping rods, with a tension or compression spring placed in their cavity. So, for example, in the absence of a shaping rod with a spring installed in it, the hinge will not be able to perform its function of turning this rod. Therefore, to confirm its operability, it is necessary to test the entire structure of the device, the constituent elements of which may not participate in the operation of a particular hinge and do not need these checks. Such a manufacturing method is laborious, requires more testing equipment for turning all the hinges associated with the advising shaping rods under specified operating conditions, assembly and adjustment work on the relative position of structural elements and hinges, which complicate the manufacturing process of both the hinge and the mechanical device as a whole. ...

Из существующего уровня техники известен способ изготовления механического устройства, раскрытый в устройстве развертываемый зеркальный отражатель (патент RU №2346303, G02B 5/136), заключающийся в том, что механизмы развертывания закрепляют на гранях центральной ячейки и первой периферийной зоны и передают крутящий момент механическим шарнирам, через элементы передачи движения, установленные в них. Механические шарниры располагают между соседними гранями ячеек в каждой периферийной зоне при этом элементы передачи движения расположены на углу замыкающей ячейки каждой периферийной зоны. Фиксаторы образуют узлы взаимодействия с соответствующими механическими шарнирами и расположены на углах соседних ячеек соосно механическим шарнирам.From the existing prior art, a method for manufacturing a mechanical device is known, a deployable mirror reflector disclosed in the device (patent RU No. 2346303, G02B 5/136), which consists in the fact that the deployment mechanisms are fixed on the edges of the central cell and the first peripheral zone and transfer torque to the mechanical hinges , through the movement transmission elements installed in them. Mechanical hinges are located between adjacent faces of the cells in each peripheral zone, while the movement transmission elements are located at the corner of the closing cell of each peripheral zone. The retainers form nodes of interaction with the corresponding mechanical hinges and are located at the corners of adjacent cells coaxially with the mechanical hinges.

Недостатком описанного выше способа изготовления конструкции механического устройства является то, что механизмы развертывания, механические шарниры и фиксаторы не могут выполнять свои функции раскрытия и фиксации соответственно отдельно друг от друга и не будучи установленными в конструкцию устройства развертывания зеркальных отражателей. Так, например, каждый из фиксаторов взаимодействует только с соответствующим механическим шарниром, а механизмы развертывания, механические шарниры могут выполнять функцию развертывания, взаимодействуя друг с другом, в составе конструкции устройства, после установки только в соответствующем месте. Следовательно, для подтверждения работоспособности конкретного механического шарнира или конкретного фиксатора необходимо провести испытание всей конструкции устройства, составные элементы которого могут не учувствовать в работе механических шарниров и фиксаторов, не нуждающихся в данных проверках. Такой способ изготовления трудоемким, требует большего количества испытательного оборудования для поворота всех механических шарниров с последующей фиксации каждого из них в заданных условиях эксплуатации и настроечных работ взаимного расположения элементов конструкции, которые усложняют процесс изготовления, как механических шарниров, фиксаторов и устройства в целом.The disadvantage of the above-described method of manufacturing the structure of a mechanical device is that the deployment mechanisms, mechanical hinges and latches cannot perform their functions of opening and fixing, respectively, separately from each other and without being installed in the structure of the device for deploying mirror reflectors. So, for example, each of the latches interacts only with the corresponding mechanical hinge, and deployment mechanisms, mechanical hinges can perform the function of deployment, interacting with each other, as part of the structure of the device, after installation only in the appropriate place. Therefore, to confirm the operability of a specific mechanical hinge or a specific latch, it is necessary to test the entire structure of the device, the components of which may not be involved in the operation of mechanical hinges and latches that do not need these checks. Such a manufacturing method is laborious, requires more test equipment for rotating all mechanical hinges, followed by fixing each of them under specified operating conditions and adjusting the relative position of structural elements that complicate the manufacturing process, such as mechanical hinges, latches and the device as a whole.

Из существующего уровня техники наиболее близким к заявленному решению (прототипом) является способ изготовления конструкции механического устройства батареи солнечной космического аппарата, раскрытый в устройстве солнечной батареи космического аппарата (патент RU №2619158 С2, B64G 1/44), заключающийся в том, что к раме через шарнирное соединение крепят панель, затем последовательно к каждой панели крепят следующую панель. После этого в каждое шарнирное соединение устанавливают шкивы и соединяют их попарно и последовательно тросовой передачей. Для обеспечения перевода батареи солнечной из одного положения в другое в одно из шарнирных соединений после установки тросовой передачи устанавливают двигатель. В заключение для обеспечения полного раскрытия или складывания, а так же фиксации в раскрытом и сложенном положении батареи солнечной в каждое шарнирное соединение устанавливают приводные пружины и запорные устройства.From the existing level of technology, the closest to the claimed solution (prototype) is a method of manufacturing the structure of a mechanical device of a solar spacecraft battery, disclosed in a solar battery device of a spacecraft (patent RU No. 2619158 C2, B64G 1/44), which consists in the fact that the frame a panel is attached through the hinge joint, then the next panel is sequentially attached to each panel. After that, pulleys are installed in each articulated joint and connected in pairs and in series with a cable transmission. To ensure the transfer of the solar battery from one position to another in one of the articulated joints, after installing the cable transmission, an engine is installed. Finally, to ensure full opening or folding, as well as fixation in the open and folded position of the solar battery, drive springs and locking devices are installed in each hinge joint.

Недостатком описанного выше способа изготовления конструкции является то, что изготовленная таким способом конструкция, имеет интегрированную структуру сборки, что приводит к тому, что входящие в нее сборочные единицы могут быть функционально законченными только в составе полностью собранного механического устройства батареи солнечной. Так, в описанном выше изобретении шарнирные соединения могут выполнять свои функции только в составе конструкции механического устройства батареи солнечной после установки двигателя, приводных пружин, запорных устройств и шкивов с тросовой передачей и после проведения дополнительных регулировочных работ. В связи с этим невозможно провести автономные испытания шарнирных соединений, подтверждающие работоспособность в составе конструкции механического устройства батареи солнечной в заданных условиях эксплуатации, что приводит к необходимости проведения испытаний и проверок самой конструкции механического устройства батареи солнечной составные элементы которого могут не учувствовать в работе конкретного шарнира и не нуждаются в данных проверках. Так же интегрированная структура сборки при демонтаже, установки вновь, добавление или заменены необходимых деталей или сборочных единиц в имеющуюся конструкцию, не предполагает наличие у них унифицированных интерфейсов, упрощающий выполнение этих операций, например быстросъемных резьбовых соединений или электрических разъемов, и обязывает к проведению повторных испытаний всей конструкции для подтверждения надежности ее функционирования, в случае если это происходит даже с одной деталью или сборочной единицей. В связи со всем вышеперечисленным данный способ является очень трудоемким при изготовлении и требует большего количества испытательного оборудования для поворота всех механических шарниров с последующей фиксации каждого из них в заданных условиях эксплуатации и настроечных работ взаимного расположения элементов конструкции, которые усложняют процесс изготовления, эксплуатации и обслуживания, так и устройства в целом.The disadvantage of the above-described method of manufacturing the structure is that the structure made in this way has an integrated assembly structure, which leads to the fact that the assembly units included in it can be functionally complete only as part of a fully assembled mechanical solar battery device. So, in the invention described above, the hinged joints can perform their functions only as part of the structure of the mechanical device of the solar battery after installing the engine, drive springs, locking devices and cable pulleys and after additional adjustment work. In this regard, it is impossible to carry out autonomous tests of the hinge joints, confirming the operability as part of the structure of the mechanical device of the solar battery under the given operating conditions, which leads to the need for tests and checks of the very structure of the mechanical device of the solar battery, whose components may not participate in the operation of a particular hinge and do not need these checks. Also, an integrated assembly structure when dismantling, re-installing, adding or replacing necessary parts or assembly units in an existing structure does not imply that they have unified interfaces that simplify these operations, for example, quick-detachable threaded connections or electrical connectors, and obliges to retest the entire structure to confirm the reliability of its functioning, if this happens even with one part or assembly unit. In connection with all of the above, this method is very laborious to manufacture and requires more test equipment to rotate all mechanical hinges, followed by fixing each of them under specified operating conditions and adjusting the mutual arrangement of structural elements, which complicate the process of manufacturing, operation and maintenance. and the device as a whole.

Для заявленного способа выявлены основные общие существенные признаки, как: панели, рама, шарнирные соединения.For the claimed method, the main common essential features have been identified, such as panels, frame, hinge joints.

Технической проблемой, на решение которой направлено заявляемое изобретение является упростить процесс изготовления, эксплуатации и обслуживания механического устройства батареи солнечной и его составных частей.The technical problem to be solved by the claimed invention is to simplify the manufacturing, operation and maintenance of the solar battery mechanical device and its components.

Поставленная техническая проблема решается тем, что в способе изготовления конструкции механического устройства батареи солнечной, содержащей панели и раму, панели и раму соединяют между собой через раму с космическим аппаратом шарнирными соединениями, отличительной особенностью является то, что панели, рама и шарнирные соединения являются модулями, которые изготавливают как самостоятельные структурные элементы, испытывают, подтверждая работоспособность в составе конструкции механического устройства батареи солнечной и соединяют между собой посредством унифицированных интерфейсов. При этом любой из модулей демонтируют, устанавливают вновь, добавляют или меняют без настроечных работ с ним.The technical problem posed is solved by the fact that in the method of manufacturing the structure of a solar battery mechanical device containing panels and a frame, the panels and the frame are interconnected through the frame with the spacecraft by hinged joints, a distinctive feature is that the panels, frame and hinged joints are modules, which are manufactured as independent structural elements, are tested, confirming the operability as part of the structure of the mechanical device of the solar battery, and are interconnected by means of unified interfaces. In this case, any of the modules is dismantled, installed again, added or changed without tuning work with it.

Техническим результатом изобретения является упрощение процесса изготовления, эксплуатации и обслуживания механического устройства батареи солнечной и его составных частей, за счет соединения автономных и независимых узлов - модулей, посредством этих интерфейсов; создания возможности автономных испытаний составных частей устройства.The technical result of the invention is to simplify the process of manufacturing, operation and maintenance of the mechanical device of the solar battery and its components, due to the connection of autonomous and independent units - modules through these interfaces; creating the possibility of autonomous testing of the components of the device.

В Таблице 1 представлен порядок и основные этапы изготовления механического устройства батареи солнечной представленным способом (см. в графической части).Table 1 shows the order and the main stages of manufacturing a mechanical solar battery device in the presented way (see in the graphic part).

Указанный технический результат предлагаемого изобретения достигается тем, что конструкцию механического устройства батареи солнечной изготавливают как конструкцию, состоящую из модуля рамы, модулей панелей батареи солнечной, соединенных друг с другом и с космическим аппаратом через модули шарнирных соединений посредством унифицированных интерфейсов (п. 6 Таблицы 1).The specified technical result of the proposed invention is achieved by the fact that the structure of the mechanical device of the solar battery is made as a structure consisting of a frame module, modules of solar battery panels, connected to each other and to the spacecraft through the modules of hinged joints by means of unified interfaces (item 6 of Table 1) ...

Конструкцию каждого модуля в свою очередь изготавливают, как самостоятельный структурный элемент (п. 2 и п. 3 Таблица 1), который комплектуют соответствующими деталями и сборочными единицами (п. 1 Таблицы 1), исходя из необходимости выполнения заданной функции такого элемента отдельно от механического устройства батареи солнечной, например:The design of each module, in turn, is manufactured as an independent structural element (clause 2 and clause 3 of Table 1), which is completed with the corresponding parts and assembly units (clause 1 of Table 1), based on the need to perform the specified function of such an element separately from the mechanical solar battery devices, for example:

- модуль шарнирного соединения комплектуется исходя из необходимости разворачивания и удерживания модуля рамы и модулей панелей в рабочем положении механического устройства батареи солнечной;- the hinge joint module is completed based on the need to unroll and hold the frame module and panel modules in the operating position of the mechanical solar battery device;

- модуль рамы комплектуется исходя из необходимости обеспечения заданного расстояние между панелями батареи солнечной и конструкцией космического аппарата в рабочем положении механического устройства батареи солнечной;- the frame module is completed based on the need to provide a given distance between the solar battery panels and the spacecraft structure in the operating position of the solar battery mechanical device;

- модуль панели батареи солнечной комплектуется исходя из необходимости обеспечения размещения батареи солнечной на собственной поверхности.- the solar battery panel module is completed based on the need to ensure the placement of the solar battery on its own surface.

Унифицированные интерфейсы, посредством которых происходит соединение модулей, могут выполнять в виде кронштейнов с одинаковой выступающей частью со сквозными отверстиями, установленные в модуле рамы и модулях панелей, и кронштейнов с одинаковым углублением и сквозными отверстиями, установленные в модулях шарнирных соединений. При соединении модулей рамы и панелей с модулями шарнирных соединений выступающие части одних кронштейнов попадает в углубление других кронштейнов, таким образом, что оси отверстий соединяемых кронштейнов совпадают и кронштейны фиксируются болтовым соединением, проходящим через их отверстия. Так же унифицированные интерфейсы могут выполнять электрическими соединителями.The unified interfaces, through which the modules are connected, can be made in the form of brackets with the same protruding part with through holes installed in the frame module and panel modules, and brackets with the same recess and through holes installed in the hinge joint modules. When connecting frame modules and panels with hinge modules, the protruding parts of one of the brackets fall into the recess of the other brackets, so that the axes of the holes of the brackets to be connected coincide and the brackets are fixed with a bolted connection passing through their holes. Also unified interfaces can be performed with electrical connectors.

Для каждого модуля проводят автономные испытания (п. 4 Таблица 1), например жесткостные, прочностные испытания, испытание на функционирование в условиях космического пространства. Объем таких испытаний должен быть максимальный и достаточный, для подтверждения выполнения заданных функций модуля, выполняемых в составе конструкции механического устройства батареи солнечной, в которую он будет установлен. При этом соединение и взаимодействие каждого модуля с испытательным оборудованием происходит через его унифицированные интерфейсы, что дает возможность применять одно и то же оборудование для разных по функциональному назначению модулей. После проведения испытаний модуль, является функционально законченным автономным изделием, готовым к установке по месту эксплуатации без дополнительных настроечных работ расположения элементов конструкции, срок службы которого может отличаться (в лучшую сторону) от срока службы механического устройства батареи солнечной в целом.For each module, autonomous tests are carried out (clause 4 of Table 1), for example, rigidity, strength tests, tests for operation in outer space. The scope of such tests should be the maximum and sufficient to confirm the performance of the specified functions of the module performed as part of the mechanical structure of the solar battery in which it will be installed. At the same time, the connection and interaction of each module with the test equipment occurs through its unified interfaces, which makes it possible to use the same equipment for modules of different functional purpose. After testing, the module is a functionally complete stand-alone product, ready for installation at the site of operation without additional adjustment work for the arrangement of structural elements, the service life of which may differ (for the better) from the service life of the mechanical solar battery device as a whole.

При эксплуатационной необходимости за счет автономности каждого модуля и унификации их интерфейсов любой из модулей демонтируют, устанавливают вновь, а так же меняют или добавляют новый без необходимости дополнительных настроечных работ с ним, для удовлетворения вновь заданным условиям эксплуатации или логике функционирования, без потери надежности функционирования механического устройства батареи солнечной (п. 5 Таблица 1). Таким образом, каждый модуль обеспечивает свою взаимозаменяемость, легкосъемность, приспособленность к контролю и эксплуатации, пригодность к испытаниям, хранению и транспортированию.In case of operational necessity, due to the autonomy of each module and the unification of their interfaces, any of the modules is dismantled, installed again, as well as a new one is changed or added without the need for additional adjustment work with it, to meet the newly set operating conditions or the logic of functioning, without losing the reliability of the mechanical solar battery devices (p. 5 Table 1). Thus, each module provides its own interchangeability, ease of removal, suitability for control and operation, suitability for testing, storage and transportation.

Claims

A method of manufacturing the structure of a mechanical device for a solar battery, consisting in the fact that the frame and panels of a solar battery (BS) are connected to each other and through the frame with the spacecraft by hinged joints, characterized in that the frame, BS panels and hinge nodes are made as independent structural elements - modules, the connection of which is made by means of unified interfaces, for which each module is completed with the corresponding parts and assembly units, based on the need to perform a given function of such an element, autonomous tests are carried out for each module, while the connection and interaction of each module with the test equipment also occurs through unified interfaces, after testing the modules are installed at the place of operation, any of the modules is dismantled, re-installed or replaced without additional adjustment work with it.