Патенты автора Сторож Александр Дмитриевич (RU)

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к блокам выведения (БВ) космических аппаратов (КА). БВ КА состоит из выполненной в виде полого усеченного конуса силовой оболочки (СО) с нижним и верхним шпангоутами и адаптером КА. Имеются дублированные тепловые трубы (ТТ), состоящие из испарителя и конденсатора. Испаритель ТТ имеет тепловой контакт с размещенным на отдельном кронштейне охлаждаемым прибором, а соответствующий конденсатор - с теплопроводящей поверхностью силовой оболочки для бортовой аппаратуры (БА), расположенной внутри БВ. Конденсатор может быть выполнен в виде автономного радиатора-охладителя с образованием теплового контакта между конденсаторами ТТ для БА, расположенной снаружи БВ. На нижнем шпангоуте установлен донный экран с жаропрочными накладками. На верхнем шпангоуте установлен верхний экран, выполненный из теплоизоляционного материала. Силовая оболочка с теплоизоляционным материалом, верхний и донный экраны образуют замкнутый тепловой контур. Достигается снижение массы и повышение живучести БВ КА. 6 ил.

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение живучести и надежности функционирования автономной системы электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Способ управления системой электропитания КА, содержащей включенные параллельно между собой аппаратуру регулирования и контроля (АРК), секционированную на m частей батарею фотоэлектрическую (БФ), n (n ≥ 1) аккумуляторных батарей (АБ), где m=k⋅n (k ≥ 2), заключается в циклировании АБ в режиме заряда-разряда, контроле параметров СЭП, например выходного напряжения, тока БФ, токов заряда и разряда АБ, текущей электрической емкости каждой АБ; формировании управляющего сигнала в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры (БА) при аварийном разряде АБ до минимального уровня заряженности; отключении всех АБ от нагрузки при снижении выходного напряжения СЭП до заданного минимального значения; включении всех АБ к нагрузке после заряда всех АБ до заданного уровня заряженности. В качестве АРК применяют регулятор избыточной мощности (РИМ) БФ. Сброс избытка мощности БФ в зависимости от текущих значений параметров СЭП выполняют путем введения/отключения с помощью РИМ режима короткого замыкания необходимого количества секций БФ, при этом на теневом участке орбиты КА выходное напряжение СЭП поддерживают в диапазоне изменения, соответствующем диапазону изменения напряжений n АБ, находящихся в режиме разряда; причем в составе СЭП используют АБ с пологими вольтамперными характеристиками, например, литий-ионные АБ. На световом участке орбиты КА осуществляют стабилизацию выходного напряжения СЭП относительно постоянного опорного напряжения, при этом значение опорного напряжения принимают равным максимально допустимому значению выходного напряжения СЭП и близким к максимальному зарядному напряжению АБ. Сигнал, пропорциональный разности между выходным напряжением СЭП и опорным напряжением, равный AU, используют для принудительного изменения и получения необходимого соотношения между мощностью БФ, используемой для питания БА и заряда АБ, и мощностью БФ, рассеиваемой РИМ, таким образом, чтобы AU стремился к нулю; причем аккумуляторные батареи заряжают током, пропорциональным разности напряжений на выходной шине СЭП и данной АБ, при этом количество (n) и тип АБ выбирают исходя из параметров БФ и обеспечения энергобаланса СЭП по критериям: k⋅(IБФ)мах ≤ (Iзар)мах, (Iнагр)мах ≤ n⋅(Iраз)мах, где (IБФ)мах - максимальный ток одной секции БФ, (Iзар)мах = c1⋅Qном.АБ, (Iраз)мах = c2 Qном.АБ, с1 и с2 - коэффициенты, характеризующие нагрузочную способность каждой АБ по токам заряда и разряда соответственно, Qном.АБ - номинальная электрическая емкость одной АБ, (Iнагр)мах - максимальный ток, потребляемый БА от АБ, к - количество секций БФ, подключенных к одной АБ. 3 ил.

Изобретение относятся к ракетно-космической технике. Способ обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения (РКН) включает подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылитель переменного сечения в отсек в направлении снизу вверх с последующим выбросом газового компонента через отверстия истечения в нижней части отсека. До начала подачи в распылитель переменного сечения газового компонента из магистрального газовода осуществляют подачу его из наземных газоводов. Обеспечивают подачу газового компонента в пространство отсека бортовых приборов через два концентрических ряда отверстий распылителя. Одним рядом отверстий обеспечивают подачу вдоль периферийной части отсека, другим - посредством дефлектора направляют газовый компонент под углом к продольной оси отсека, обеспечивая подачу в его центральную часть. После прекращения подачи газового компонента в распылитель из наземных газоводов, газовый компонент подают из магистрального газовода в один из секторов распылителя переменного сечения в зону отверстия вдува из наземного газовода. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности термостатирования бортовых приборов РКН. 7 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. В способе предстартовой подготовки ракеты-носителя (РН) на стартовом комплексе, включающем ее подъем из горизонтального положения и установку на пусковую установку в вертикальное положение, проводят вертикализацию РН. Значение параметров вертикальности РН определяют с помощью чувствительных элементов на базе MEMS, которые устанавливают в верхней и нижней частях центрального блока РН и после установки РН в вертикальное положение измеряют положение продольной оси РН относительно вертикали. При отклонениях продольной оси РН от вертикали данные параметров вертикальности с чувствительных элементов передают посредством преобразователя и средств передачи и визуализации оператору управления несущими стрелами стартовой системы или непосредственно на элементы управления несущими стрелами стартовой системы. Регулировку положения продольной оси РН до заданного значения осуществляют посредством управления несущим стрелами стартовой системы. Техническим результатом изобретения является сокращение времени вертикализации РН. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА). КА содержит модуль целевой аппаратуры, модуль служебных систем с системой электропитания с солнечными батареями, комплексом автоматики, аккумуляторными батареями, систему терморегулирования, объединяющую конструктивно блок управления, гидроблоки, панели навесных холодных радиаторов из отдельных сборочных единиц с концевым теплообменником термостатирования (КТТ) с жидким теплоносителем и тепловой трубой (ТТ), термоплаты с жидким теплоносителем, ТТ с плоскими полками, тепловые магистрали из гидроарматур. КТТ состоит из герметично соединенных входными-выходными отверстиями блоков в виде полых тел вращения с радиатором-вставкой в виде полого тела вращения и цельной катушки, с центральной частью в виде усеченного конуса. Материал, геометрические размеры ТТ, КТТ, шаг между ТТ выбирают в зависимости от обеспечения максимума передаваемой тепловой энергии от жидкого теплоносителя к ТТ и минимума уязвимости к воздействию метеорных и техногенных частиц, площади поверхности КТТ. Изобретение позволяет повысить живучесть КА. 3 ил.

Использование: для лазерной вибродефектоскопии крупногабаритных оболочек из полимерных многослойных клееных материалов. Сущность: заключается в том, что устройство лазерного вибропреобразователя содержит корпус с размещенным в нем оптоволокном с объективом лазерного излучения, соединенным с преобразователем, при этом преобразователь выполнен в виде подпружиненного бойка, взаимодействующего одним концом с оптоволокном, установленным в корпусе с возможностью качания, а другим с исследуемым объектом, при этом на подпружиненном бойке жестко закреплена упругая пластина, конец которой жестко связан с корпусом, а подпружиненный боек имеет паз под выступы ротора, установленного в корпусе, при этом оптоволокно оптически связано с отражающим зеркалом, которое также взаимодействует с чувствительным элементом, электрически связанным с вычислительной машиной, при этом сам корпус связан с динамометром посредством пружины сжатия и с устройством перемещения, взаимодействующие между собой с помощью направляющей, при этом в корпусе установлены шаровые опоры, перемещающиеся по исследуемому объекту, обеспечивающие зазор. Технический результат: повышение точности измерений, а также разрешающей способности лазерно-вибрационной дефектоскопии крупногабаритных оболочек из полимерных крупногабаритных клееных материалов. 1 ил.

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КЛ) и его бортовым, главным образом, терморегулирующим системам. КЛ конструктивно объединяет модули целевой аппаратуры и служебных систем и снабжен термостабилизирующим кожухом, выполненным в виде прямоугольного параллелепипеда. На боковых его сторонах закреплены трехслойные сотовые термопанели (ТП) с металлическими обшивками, между которыми встроены тепловые трубы (ТТ). На оболочке кожуха выполнен канал для жидкого теплоносителя с шагом, равным шагу расположения ТТ. Теплоноситель имеет тепловой и механический контакт с соответствующими ТТ. Протяженность канала, длина ТТ и шаг между ТТ выбраны так, чтобы перепады температуры кожуха вдоль двух взаимно перпендикулярных направлений не превышали допустимых. Одна из ТП стенок кожуха, в виде пятислойной сотовой панели, обеспечивает механический контакт модулей целевой аппаратуры и служебных систем. На внешних обшивках этой ТП уложены трубопроводы гидромагистрали. Другая торцевая ТП выполнена в виде металлической пластины с отверстиями под крышки целевой аппаратуры. Каждое отверстие соосно оптической оси соответствующей аппаратуры. На внутренней поверхности торцевой ТП расположены трубопроводы гидромагистрали. Внутри кожуха вдоль продольной оси КА параллельно боковым стенкам закреплена размерно-стабильная несущая конструкция (например, из углепластика) для целевой аппаратуры. Обеспечивающие приборы модуля целевой аппаратуры установлены на верхней торцевой стенке кожуха. Кожух с внешней стороны изолирован от космического пространства экранно-вакуумной теплоизоляцией. Техническим результатом изобретения является повышение качества, в т.ч. точности получаемой КА целевой информации при сохранении его ресурсных характеристик. 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракет-носителей

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх