Развёртываемая конструкция дифракционной оптической системы с большой апертурой

Изобретение относится к области космического машиностроения, а именно к проектированию силовых схем космического аппарата.

Предлагаемая схема конструкции позволяет обеспечить крепление элементов конструкции с массой в несколько сот килограмм, располагающихся в десятках метров от корпуса космического аппарата с жесткостью, сопоставимой с жесткостями крепления выносных элементов современных космических аппаратов наблюдения таких, как солнечные батареи и радиаторы.

Существующие решения в этой области можно показать на примере проектов космических аппаратов наблюдения с объективами на основе дифракционной линзы большой апертуры.

Известен дифракционный космический телескоп с большой апертурой (патент США №6219185, МПК G02B 5/18, B64G 1/24, G02B 23/00, B64G 1/10, B64G 1/28, B64G 1/66, G02B 7/00, опубл. 17.04.2001), содержащий два отдельных космических аппарата - функционирование основной оптической линзы объектива как увеличительного стекла и вспомогательной оптической линзы как окуляра. Космические аппараты запускают на расстояние нескольких километров вместе с окуляром за увеличительным стеклом, «настроенным» на необходимый объект с относительной ориентацией, определяющей оптическую ось телескопа, таким образом, осматривая объекты. Линза объектива имеет очень большую апертуру, очень тонкую диафрагму, дифракционную линзу, например линзу Френеля, которая не пропускает поступающий свет через всю апертуру и направляет его на увеличительное стекло. Окуляр имеет намного меньшую апертуру со шкалой и может двигаться по фокальной поверхности линзы объектива, собирая поступающий свет и преобразуя его в изображение высокого качества. Управление положением двух космических аппаратов осуществляется как для сохранения хорошего оптического фокуса, так и для указания нужного объекта, который может быть на земле или в воздухе.

Основным недостатком устройства является то, что для его работы необходимо существование двух, взаимодействующих между собой, космических аппарата, что весьма усложняет процесс создания конструкции и запуск ее на орбиту, а также появляется необходимость в обеспечении работы мощной гироскопической системы.

Известна также развертываемая плоская мембранная конструкция (заявка на патент США №20080111031, МПК B64G 1/00, B64G 1/22, B64G 1/10, опубл. 15.05.2008), которая представляет собой ферменный каркас, содержащий внешнюю круговую и переходную ферму. Переходная ферма содержит несколько узлов, соединенных на внешней ферме и мембране. Когда ферменная конструкция развернута, телескопические части внешней фермы, которые сложены при раскрытии, заставляют переходную ферму раскрываться и затягивать мембрану в плоское положение.

Недостатком данной конструкции является то, что недостаточно проработана система крепления ферменной рамы к корпусу КАН, что однозначно приведет к колебаниям конструкции, вызванным инерционными нагрузками в процессе ориентации КА.

Наиболее близким к настоящему изобретению является КАН с линзой Френеля MOIRE («Developing Lightweight Optics for Space» Lawrence Livermore, Ball Aerospace and Technologies Corporation, and NeXolve Corporation are preparing diffractive membrane optics for the Membrane Optic Imager Real-Time Exploitation (MOIRE) project, S&TR January/February 2013, стр. 20, https://str.llnl.gov/content/pages/january-2013/pdf/01.13.4.pdf). В этом проекте разрабатывается КАН с линзой Френеля диаметром 10 м. Линза располагается от корпуса КА на расстоянии 60 м. Конструкция крепления линзы к корпусу КА предлагается в виде трех прямых раскладывающихся ферм, одним концом закрепленных за корпус КА, а другим - за каркас линзы Френеля.

Конструкция крепления линзы этого прототипа обладает низкой жесткостью по сравнению с жесткостями конструкции крепления выносных элементов конструкции современных космических аппаратов наблюдения. Это приводит к тому, что невозможно оперативно наводить КА на объекты наблюдения. На практике это означает, что данный КА может быть использован только для наблюдения за одним объектом с геостационарной орбиты, и даже в этом случае будут возникать неудобства при малейшей коррекции орбиты.

Задачей предлагаемого технического решения является создание надежной крупногабаритной ферменной конструкции, которая позволяла бы оперативно наводить КА на объекты наблюдения.

Техническим результатом является обеспечение крепления элементов конструкции с массой в несколько сот килограмм, располагающихся в десятках метров от корпуса космического аппарата с жесткостью, сопоставимой с жесткостями крепления выносных элементов современных космических аппаратов наблюдения, что приводит к повышению качества изображений, получаемых с помощью оптической системы КАН, а также увеличение оперативности получения снимков.

Поставленная задача решается тем, что конструкция, содержащая оправу, механически связанную одним концом с корпусом космического аппарата, а другим - с удаленным элементом конструкции, и выполненную в виде раскладывающихся ферм, снабжена тросовой системой, с помощью которой стянуты между собой фермы, при этом фермы, в развернутом виде, имеют дугообразную форму, также конструкция включает продольные тросы, соединяющие удаленный элемент конструкции и корпус космического аппарата, причем продольные тросы установлены с возможностью сохранять кривизну дугообразной формы ферм.

Высокая жесткость конструкции позволяет управлять развертываемой конструкцией также оперативно, как традиционными КА наблюдения.

Изготовление опоры линзы в виде трехлучевой звезды позволяет снизить массу конструкции, не потеряв при этом в жесткости.

Конструкция дифракционной оптической системы с большой апертурой поясняется чертежом.

Устройство состоит из оправы 1, включающей три фермы 2, которые имеют дугообразную форму и стянуты между собой тросами 3, удаленного элемента конструкции, включающего опору линзы 4 и каркас 5 линзы Френеля с дифракционными оптическими элементами 6. Оправа 1 жестко закреплена с корпусом KA 7. Ферма 2 состоит из трех продольных стержней, соединенных между собой поперечными стержнями. Чтобы получить при развертывании ферму дугообразной формы, один из продольных стержней длиннее двух других. Поперечные стержни вместе с двумя из трех продольных стержней образуют правильный тетраэдр. Концы фермы 2 соединены с помощью продольных тросов 8.

Конструкция дифракционной оптической системы работает следующим образом.

После выведения КА на необходимую орбиту начинает разворачиваться оправа 1 из трех раскладываемых ферменных конструкций 2, которые соединены между собой тросами 3. Вместе с тем начинает раскладываться каркас 5 линзы Френеля с дифракционными оптическими элементами 6 и опорой 4 в виде трехлучевой звезды. После того как конструкция развернется, с помощью натяжения продольных тросов 8 осуществляется настройка кривизны ферменных конструкций 2 с целью совмещения оси линзы с осью всей оптической системы космического аппарата наблюдения. Натяжение продольных тросов 8 приведет к уменьшению радиуса дуг ферм. При этом расстояния между точками крепления тросов 3 на соседних фермах возрастут, что создаст в этих тросах натяжение.

Натяжение тросов должно удовлетворять следующим требованиям. Параметры ферменных арок (радиус дуги, продольная жесткость фермы, поперечный размер фермы и др.), натяжение продольных тросов 8 и упругость тросов 3 должны быть подобраны так, чтобы в процессе поворотов космического аппарата наблюдения тросы 3 оставались натянутыми.