专利名称：航天器的弹性可变形天线反射器的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种例如人造卫星或宇宙探测器的航天器的弹性可变形天线反射器。
众所周知与航天器相连的例如天线、太阳电池板等装备的零件必须能折叠以便能容纳于运载火箭(火箭、航天飞机)中而且从所述运载火箭中喷出后能展开，以便呈现它们的工作构造。
而且，众所周知这种装备已经以弹性可变形方式生产出来，这种装备既可以呈展开状态，也可以呈折叠状态，弹性地变形。由例子，可以提及-专利US-A-3521290，它描述了一种一块弹性可变形材料的天线反射器，它装备一个连接有大量径向肋的刚性中央基部，和所述反射器的凸面构成整体并弹性地连接所述中央基部。因此，所述天线反射器可以呈现折叠成郁金香形状的位置，这并不冒使所述反射器永久变形的危险，并且在天线结构折叠过程中存储的弹性势能的作用下可以执行从折叠位置到凹面圆盘形状的展开位置的改变。提供包括具有在所述折叠反射器周围并安排在所述中央基部相对侧的烟火螺栓的带子的可控保持装置，以便在压力下使所述反射器和所述径向肋保持在折叠位置；-专利US-A-4133501，它描述了一种以弹性可变形方式制造的航天器的单片太阳电池板以便或者在压力下呈现所述太阳电池板与所述航天器凹形外表面匹配的弯曲折叠位置，或者呈现平的展开位置，清除所述外表面，从弯曲的、折叠位置到平的、展开位置的改变是由于所述太阳电池板的弹性恢复。在弯曲折叠位置，由航天器所带的插销将太阳电池板固定在所述航天器的外表面上；和-专利US-A-4926181，它描述了一种一块弹性可变形材料的天线反射器，它可以卷成圆柱形状并通过夹子保持这种形状。可以展开根本可弯曲的结构，以便在它的弹性恢复的作用下，充作所述反射器可以打开并呈现展开、工作形状的支撑。
另外，正如所演示的那样，例如，通过专利US-A-5644322，为了发射所述航天器，通常在例如圆柱圆锥形的拉长的外壳中保存它，例如，组成运载火箭的上鼻锥，根据在所述本体和所述外壳之间所限定的外围空间中后者的本体，侧面安排天线的反射器或所述航天器的天线。在这个现有技术文献中，天线反射器包括由一种弹性可变形材料制造的外围圆锥(frustoconical)环围绕的大片表面区域的中央刚性基部构成。因此，根据这种结构，在所述圆柱圆锥形外壳中的反射器的大小，可以通过暂时弹性展开所述外围环略微减小，接着所述反射器至少大致上呈现侧面包住所述本体的碗的形状。反射器通过松开电控的并在所述基部中心围绕所述本体和所述反射器的一根带子保持这种碗的形状，这根带子将所述弹性可变形环折叠到所述本体，对准所述环的两个直径相对点。在空间喷出后，所述反射器可以恢复它的工作位置，通过解除所述带子和所述外围环弹性返回到它的弹性恢复的、稳定的、展开位置。
可以很容易地理解，在这种设备中，在折叠位置的所述反射器大小的节省，通过与展开位置比较，是有限的。这是因为，在一方面，因为所述刚性中央基部的大的直径，反射器的侧面压缩只可以应用于外围环，结果侧边的节省相对较小。而且，侧面压缩不仅没有减小在所述发射器纵向长度上的作用，而且由于它使所述外围环的上部向外伸长的事实增加了所述长度。因此在折叠位置，反射器的纵向大小比它展开位置的尺寸大。因为它的长度，所述反射器通常超过在外壳圆柱部分容纳的所述工具本体的上纵向端并因此必须伸入圆锥部分。因此这种圆锥形状限制了反射器的直径。但是，由于明显的性能因素，反射器能具有尽可能大的直径，而且能与外壳圆锥部分的会聚形状匹配是有利的。
而且，值得注意的是，在折叠位置，专利US-A5644322的反射器固定得不牢固，结果它经受发射过程中所引起的振动。这可能导致动态平衡和抑制所述反射器振动的难度，并且甚至破坏反射器或周围物体。
本发明的目的是补救这些缺点，使所述天线反射器的长度增加成为可能。
为此，根据本发明，航天器的天线反射器必须容纳于沿轴向伸长的圆柱圆锥形外壳中，以根据所述航天器的本体侧面安排所述发射器的这种方式，在所述本体和所述外壳的圆柱部分之间所限定的外围空间，并且所述反射器呈现外围部分从所述本体的纵向端纵向伸入所述外壳的圆锥部分，所述反射器至少以这种方式部分弹性可变形-在所述外壳外，所述反射器可以在没有弹力下呈现稳定的、展开状态，相应于它的功能形状；-在所述外壳中，所述反射器，通过围绕外壳的所述轴弹性折叠，可以呈现允许它侧面封装所述本体的折叠状态，所述反射器通过可控保持装置保持这种折叠状态；和-所述反射器从折叠状态到展开状态的改变至少部分是由于当它弹性折叠以便使它从展开状态变到折叠状态时存储在所述反射器中能量的释放，值得注意的是-因为所述反射器由相对槽边分成两部分；和-因为，在所述反射器的折叠位置，所述反射器部分的所述相对边相对彼此移动，以使反射器的所述突出的外围部分更接近所述本体的所述纵向端。
而且，根据本发明的另一个重要特征，提供所述可控保持装置，在反射器的折叠位置，使所述反射器部分牢固在所述航天器的本体上。
因此很容易看到，根据本发明，解决了纵向大小和振动的上述问题。
可以改变关于反射器所述槽边的安排，假如它允许所述边的相对移动以使反射器的突出外围部分更接近于航天器本体的纵向端。
但是，而且，能结合采用两种特殊的安排更有利。
根据第一种安排，所述相对槽边划定从一边到另一边跨越所述反射器的一条槽，所述槽的通常方向至少大致与外壳的所述轴正交。所述反射器部分可能在所述槽的中间附近彼此连接并且所述反射器部分的所述相对边可以重叠以使反射器的所述突出外围部分更接近于所述本体的所述纵向端。所述槽可以是直径，结果每个所述反射器部分包括所述反射器的一半，从而所述反射器等分物在所述反射器的中央附近彼此成为整体。在一种方式中，所述槽可以关于所述反射器偏离中心，结果所述反射器部分不相等，所述反射器部分通过铰链彼此连接。还根据另一种方式，所述反射器部分在所述反射器的外围附近彼此连接，例如通过在所述槽的端部安排的铰链(球接、枢接、弹性部分等)，并且所述反射器部分的所述相对边彼此移开以使反射器的所述突出外围部分更接近所述本体的所述纵向端。这里再一次，由所述槽限制的反射器部分可以相等或不相等。
根据第二种安排(可以补充第一个或由它来补充)，所述相对槽边划定一条径向槽，所述径向槽的通常方向至少大致与外壳的所述轴平行。
值得注意的是专利US-A-3176303已经描述一种包括刚性中央基部的天线反射器，大量花瓣，以扇形，反射状伸展，组成天线的反射器，每个所述花瓣由一种弹性可变形刚性材料制造，以便或者在压力下呈现相应于所述反射器的折叠存储位置的弯曲位置，或者呈现本能展开成凹面圆盘形状的相应于所述反射器的展开工作位置的位置。从折叠位置到展开位置的改变仅是由于以前弹性弯曲的所述花瓣的弹性恢复。在折叠位置，邻近花瓣的相对边成对重叠，而且在反射器的折叠位置提供外围带类型的可控保持装置，以使所述花瓣在一起。
在这种已知天线发射器中，花瓣的数目很大，结果，在折叠位置，所述反射器呈现郁金香形状，这不能关于航天器的本体在所述本体和所述外壳之间限定的外围空间侧面安排它并侧面封装所述本体。
因此专利US-A-3176303完全与本发明要解决的纵向大小和振动的技术问题不相干；-专利US-A-5574472和专利EP-A-0534110描述了一种一块弹性可变形材料的天线发射器，它可以通过在所述反射器外围上两个直径相对点安排的可控中断拉紧连接物呈现碗形的折叠位置。值得注意的是，在这种碗形折叠位置，反射器的上外围边关于航天器的本体突出，向外延伸并且因此不能容纳于外壳的圆锥部分。
因此值得注意的是这后两个专利不能启示本发明。而且，值得注意的是所述拉紧连接物在折叠位置反射器的凹面上安排航天器的本体形成一个障碍，或至少是一个妨碍，而且一块所述反射器的制造既不允许折叠位置反射器形状的精确控制，也不允许航天器本体的最佳封装。
通过比较上面所回顾的现有技术，因此可以看到-本发明的第一个特殊特征包括制造可沿它们的相对边部分重叠的有限数目的部分的所述弹性可变形反射器，使以下成为可能●增加所述反射器的长度；●增加所述外壳的容纳量；●更好地控制折叠位置反射器的形状，通过将弹性展开的主要部分集中到有限的区域；-本发明的第二个特殊特征包括将折叠位置的所述反射器固定到所述航天器的本体上使以下成为可能●更好地控制折叠位置所述反射器的振动；●更好地控制折叠位置所述反射器的形状；●使用其他用途所已知的保持装置。
根据本发明的反射器中，所述可控保持装置可以将所述相对边固定在一起并将它们固定在所述航天器的本体上，它们可以，以一种方式，将反射器部分彼此独立地固定到所述航天器的本体上。
值得注意的是，在结合上面提到的两种槽边安排的情况下，增加了将所述反射器紧固在所述航天器本体上的可能性，使航天器更好地封装。提供移动的可控保持装置以使在重叠位置的所述径向槽的边在一起。
而且，为了保持在反射器展开位置的所述反射器部分的相对位置，提供连接装置以允许所述反射器折叠位置的所述边的相对移动，而当所述反射器在展开位置时将所述部分连接在一起。在能重叠的边的情况下，这种连接装置可以包括在压缩时仍有韧性的自刚带。它在槽的任何一边横向安排并固定在所述反射器上。在能空间分开的边的情况下，这种连接装置可以至少包括一个拉紧弹簧。
附图将更好地理解本发明可以如何制造。在这些图中，相同的标记表示类似的部件。
图1是根据本发明在展开位置的天线反射器实施例的从后部的透视图。
图2是在折叠位置图1的天线反射器实施例的从后部的透视图。
图3A和3B，分别相应于图1和2，说明防止在展开位置反射器等份物的相对移动的弹性连接设备。
图4用图表示根据图1和2在卫星周围安排的在发射器的鼻锥下的反射器。
图5A和5B说明，分别在它的锁定和不锁定状态，一种沿着后图的线V-V将图4的所述反射器固定在所述卫星的本体上。
图6，与图4类似，说明在发射器的鼻锥下反射器的一种安排方式。
图7表示，在锁定位置，沿着后图线VII-VII将图6的反射器固定在所述卫星的本体上的设备。
图8，与图1类似，表示根据本发明的在展开位置天线反射器的一种实施例。
图9表示图8天线反射器的移动的保持装置。
图10和11是根据本发明在展开位置的天线反射器实施例的从后部的透视图。
图12是图11的实施例在封装卫星的位置从前部的透视图。
图13说明图11和12反射器两个部分的外围边的铰链。
根据本发明并在图1和2用图所说明的天线反射器1，至少大致上呈现凹形圆盘的形状并由两个等分物1A和1B形成，由从一边到另一边跨越所述盘的直径2彼此分开。在反射器1的中心提供一个刚性基部3，连在后面-也就是说在所述反射器的凸面-以连接臂4，它远离所述基部3的端部以没有说明的已知方式意欲连接到航天器的本体。在图1所表示的例子中，当反射器1展开时，连接臂4与所述直径槽2正交。
反射器1的每个等分物1A和1B由弹性可变形材料制造，例如碳纤维织物。如果合适的话，在所述反射器1的凸后面安排加硬环(未标出)。
在反射器的展开位置(图1)，直径槽2分别由边5A、5B划定，并且由横向于所述槽的弹性带6保持所述边5A和5B的相对位置。
正如图3A所更详细描述的那样，包括例如以测量带的带的方式弯曲横截面的柔韧弹性带的每个带6，在端部分别通过纽扣7固定到反射器的一半1A和通过纽扣8固定到反射器的一半1B。
而且，在槽2的任何一侧，分别在反射器的等分物1A和1B提供眼孔9和10。
因此，如图2和3B所示，反射器1可以呈现关于基部3以不连续曲率折叠的位置。边5A和5B在重叠区域11重叠，它从中央向所述反射器的外围变宽。在这种折叠位置，带6松弛而眼孔9和10重叠。
正如图4用图所说明的那样，反射器1可以容纳于具有纵向轴X-X的拉长外壳12，例如包括由圆锥部分12B超越的圆柱部分12A的航天发射器的鼻锥。反射器1安排在卫星的本体14和所述外壳12的圆柱部分12A间限定的外围侧面空间13中。通常来说(图4中未出现)，反射器1通过臂4连到卫星本体14，它连到所述本体的下部。
在这种存储位置，所述反射器等分物1A和1B的边5A和5B重叠(区域11)并且所述反射器等分物还关于正交于槽2的轴X-X弹性折叠，以便封装本体14。
由于反射器关于槽2断开，可以看到相对于卫星本体14突起的所述反射器1的上部1S，进入外壳12的中心和所述本体的上表面14S，并因此容纳于外壳的圆锥部分12B。
在图4的存储位置，而且，反射器1由穿过反射器等分物1A和1B的相对眼孔9和10的烟火纽扣15固定(参见图5A)并与卫星的本体14构成整体。
因此，在卫星14的发射过程中，反射器在鼻锥12中，如图4所示，以紧紧保持折叠形状。在投弃所述鼻锥12，而且喷出卫星14后，激活烟火纽扣15并且它们从卫星14的本体松开反射器等分物1A和1B(参见图5B)。接着，在它自己弹性势能的作用下，反射器1恢复以便本能地呈现图1的展开位置，臂4倾斜(以未说明的已知方式)以使所述反射器与卫星14的本体分离。
在图6中，已经表示了将反射器1保持在折叠位置的方式。在这种情形下(也可以参见图7)。反射器等分物1A和1B通过一个与本体连成一体并穿过眼孔17的烟火纽扣16与卫星14的本体成为整体。接着该烟火纽扣16在重叠区域11之外。
图8表示根据本发明的反射器1的实施例1.1，它能更好地进入鼻锥12的圆锥部分12B。在这种方式中，反射器一半1A由横向槽18沿着能以边5A和5B的方式重叠的相对边19A1和19A2将自己分成两个单独部分1A1和1A2，。在折叠位置，该实施例方式可以因此进一步封装卫星14的本体。
也提供连接装置6、7、8以便将边19B1和19B2保持在位置上。而且，当所述边19A1和19A2重叠时所述部分1A1和1A2包括彼此相对的各眼孔20和21(参见图9)以便能由烟火纽扣22横穿。烟火纽扣22可以移动，也就是说不连接到卫星14的本体上。
很明显，当图8的反射器1展开时也要激括烟火纽扣22。
在由图10用图所示的实施例1.2中，反射器的凹形圆盘由两个不相等的部分23A和23B形成，由从一边到另一边跨越所述圆盘的非直径槽24彼此分开，关于所述圆盘偏离中心并与轴X-X正交安排。大的部分23B连到自己由臂4支撑的刚性基部3。小的部分23A提供有刚性中线基部25，通过铰链26连到刚性基部3。可以很容易正视，通过槽24和铰链26，实施例1.2可以呈现类似于实施例1中图2、4和6所示的折叠位置，这里唯一的区别在于槽24不是直径而部分23A和23B不相同。
在由图11和12用图所示的实施例1.3中，正如图10的方式1.2，从一边到另一边跨越反射器凹形圆盘的非直径槽27将它分成两个不相等的部分28A和28B，其中较大的部分连到基部3和铰链臂4。所述反射器部分28A和28B通过铰链29、30在所述反射器的外围附近彼此连接。结果槽27的相对边可以彼此离开(参见图12的附图标记31)以使反射器1.3的突起外围部分1S沿本体14的纵向端14S的方向向后。拉紧弹簧设备32，与槽27的打开相反的作用，使在展开位置的部分28A和281紧紧固定在一起成为可能。
如图13所示，每个外围铰链29、30可以由提供旋转销33的马蹄铁形成。
尽管上面已经提到只有一个反射器1、1.1、1.2或1.3与卫星14的本体相连，毋庸赘述本发明不局限于这种实施例。事实上，以通常的方式，两个这样的相对反射器可以共同连接到所述卫星本体14，正如所说明的，例如，在专利US-A-5644322中，接着提供了相应烟火纽扣15、16、22。
权利要求
1.可以在以关于所述航天器本体(14)侧面安排所述反射器的方式沿轴(X-X)伸长的圆柱圆锥形外壳(12)中容纳航天器天线反射器(1、1.1、1.2、1.3)，在所述本体(14)和所述外壳(12)的圆锥部分(12A)之间限定的外围空间(13)而且所述反射器呈现外围部分(1S)从所述本体(14)的纵向端(14S)径向突起伸入所述外壳的圆锥部分(12B)，所述反射器至少部分地以这种方式弹性可变形-在所述外壳(12)外所述放射器可以呈现一种没有弹力的稳定的、展开位置，相应于它的功能形状；-在所述外壳内，所述反射器，通过围绕外壳的所述轴弹性折叠，能呈现允许它侧面封装所述本体(14)的折叠状态，所述反射器通过可控保持装置(15、16)保持在这种折叠状态；和-所述反射器从折叠状态到展开状态的改变至少部分由于当它弹性折叠以使它从展开状态变到折叠状态时存储在所述反射器中的能量的释放，其中-所述反射器通过相对槽边(5A、5B)分成两个部分(1A、1B；23A、23B；28A、28B)；和-在所述反射器的折叠位置，所述反射器部分的所述相对边(5A、5B)相对彼此移动以使反射器(1)的所述突起外围部分(1S)更接近于所述本体的所述纵向端(14S)。
2.如权利要求1所述的天线反射器，其中所述相对槽边(5A、5B)划定一条从一边到另一边跨越所述反射器的槽(2)，并且其中所述槽的通常方向至少大致与外壳的所述轴(X-X)正交。
3.如权利要求1所述的天线反射器，其中所述相对槽边(19A1、19A2)划定一条横向槽(18)并且其中所述横向槽的通常方向至少大致与外壳的所述轴(X-X)平行。
4.如权利要求2所述的天线反射器，其中在反射器(1)通过从一边到另一边跨越它的所述槽划定的至少一个所述部分(1A)包括沿着能重叠的相对边(19A1、19A2)将它分成两个单独部分(1A1和1A2)的至少一个横向槽(18)。
5.如权利要求2所述的天线反射器，其中所述反射器部分(1A、1B)在所述横向槽(2)中间的附近彼此相连而且其中所述反射器部分的所述相对边(5A、5B)重叠(在11)以使反射器(1)的所述突起外围部分(1S)更接近所述本体的所述纵向端(14S)。
6.如权利要求5所述的天线反射器，其中所述槽(2)是直径，结果所述反射器部分(1A、1B)每个包括所述反射器的一半(1A、1B)，并且其中所述反射器等分物在所述反射器的中心附近彼此成为整体。
7.如权利要求5所述的天线反射器，其中所述横向槽(24)关于所述反射器偏离中心，结果所述反射器部分(23A、23B)不相等，而且其中所述反射器部分通过铰链(26)彼此连接。
8.如权利要求2所述的天线反射器，其中所述反射器部分(28A、28B)在所述反射器的外围附近彼此连接并且其中所述反射器部分的所述相对边彼此移开(在31)以使反射器(1)的所述突起外围部分(1S)更接近所述本体的所述纵向端(14S)。
9.如权利要求8所述的天线反射器，其中所述反射器部分(28A、28B)通过在所述槽(27)的端部安排的外围铰链(29、30)彼此连接。
10.如权利要求1所述的天线反射器，其中所述可控保持装置(15)将所述相对边固定在一起并将所述相对边固定在所述航天器的本体上。
11.如权利要求1所述的天线反射器，其中所述可控保持装置(16)将所述反射器的部分彼此独立地固定在在所述航天器的本体上。
12.如权利要求3所述的天线反射器，它包括移动可控保持装置(22)以使所述横向槽的相对边(19A1、19A2)在重叠位置在一起。
13.如权利要求1所述的天线反射器，它包括允许所述反射器的折叠位置所述部分(1A、1B；1A1、1A2；23A、23B)的边(5A、5B-19A1、19A2)相对移动的连接装置(6、7、8)，而当所述反射器在展开位置时将所述部分连在一起。
14.如权利要求13所述的天线反射器，其中每个所述连接装置包括在压缩时仍有韧性的自刚性带(6)，与在槽的任何一边横向于相应槽(2、18、23)安排并固定于所述反射器。
15.如权利要求13所述的天线反射器，其中每个所述连接装置至少包括一个拉紧弹簧(32)。
全文摘要
－本发明涉及航天器(14)的天线反射器(1)，以一种弹性可变形方式制造并能至少部分地在它自己弹性势能的作用下从折叠位置变到展开位置。－根据本发明，本发明的显著性在于·因为所述反射器(1)由相对槽边(5A、5B)分成两部分(1A、1B)；和·因为，在所述反射器(1)的折叠位置，所述反射器部分的所述相对边(5A、5B)相对彼此(在11)移动以使反射器(1)的所述突起外围部分(1S)更接近所述航天器的所述纵向端(14S)。
文档编号H01Q15/16GK1239841SQ99106009
公开日1999年12月29日 申请日期1999年4月1日 优先权日1998年4月3日
发明者A·诺伊尔, C·普鲁东, N·安托伊纳, G·考特鲁 申请人:国家航空工业公司