Патенты автора Якимов Евгений Николаевич (RU)
Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) с помощью электрореактивных двигателей (ЭРД). Многофункциональная электрореактивная двигательная подсистема космического аппарата содержит блоки коррекции, силовые приборы, фильтры защиты от электростатических разрядов, разрядные фильтры, коммутаторы. В качестве источников питания применены одноканальные нерезервированные силовые приборы, один из которых находится в холодном резерве. Подключение блоков коррекции и силовых приборов осуществлено посредством одного или более коммутаторов двигателей, каждый из которых обеспечивает подключение любого силового прибора к любому блоку коррекции соответствующего коммутатора. Количество одноканальных нерезервированных силовых приборов на единицу больше, чем количество одновременно включенных двигателей. Фильтры защиты от электростатических разрядов расположены в коммутаторах двигателей для каждого блока коррекции. При использовании изобретения достигается применение минимальной номенклатуры оборудования для построения различных конфигураций многофункциональной электрореактивной двигательной подсистемы космического аппарата и обеспечение гарантированной работы двух и более блоков коррекции при условии наличия любой единичной неисправности силового прибора. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.
Способ ориентации космического аппарата // 2720577
Изобретение относится к космической технике. В способе ориентации космического аппарата (КА) ориентируют КА относительно направления на Солнце и Землю. После обеспечения ориентации КА относительно направления на Солнце в заданном диапазоне углов с использованием автономного контура управления по информации системы определения угловых положений корпуса КА относительно осей ориентации выставляют запрет на поиск Солнца. Во время прохождения орбитального теневого участка при пропадании информации о наличии Солнца в поле зрения солнечного прибора включают таймер на время, равное максимальному времени прохождения орбитального теневого участка, при этом ориентацию КА относительно направления на Солнце осуществляют с использованием измерителя угловых скоростей путем интегрирования угловых скоростей относительно осей ориентации КА. При появлении Солнца в поле зрения солнечного прибора таймер сбрасывают и управление ориентацией КА осуществляют по информации с солнечного прибора. При срабатывании таймера снимают запрет на поиск КА Солнца. Техническим результатом изобретения является обеспечение максимальной освещенности панелей солнечных батарей КА.
СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2711656
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) в процессе коррекции его орбиты. Способ включает развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) нормалью их поверхности на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА. Вектор тяги двигателя коррекции (ДК) устанавливают по первой оси КА, ориентируемой по вектору линейной скорости КА путём разворотов КА вокруг его второй и третьей осей. Для ориентации на Солнце панели СБ сперва разворачивают относительно первой оси КА до совмещения второй оси с плоскостью, проходящей через вектор линейной скорости КА и направление на Солнце. Затем разворачивают панели вокруг оси, параллельной третьей оси КА. Техническим результатом является уменьшение возмущающих моментов от воздействия струи ДК на элементы КА при поддержании в процессе коррекции ориентации СБ на Солнце. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.
Заявляемое изобретение относится к областям техники, связанным с испытаниями электрореактивных двигателей с высоким удельным импульсом, например стационарных плазменных и ионных двигателей. Способ снижения интенсивности эффекта распыления материала в вакуумной камере при проведении огневых испытаний электрореактивных двигателей заключается в защите поверхностей вакуумной камеры охлаждаемыми и неохлаждаемыми конструкционными элементами, выполненными с использованием защитных материалов. Перед проведением испытаний используют математическую модель процесса огневых испытаний, причем, меняя параметры модели, определяют схему наиболее оптимальной расстановки объектов испытаний и защитных конструкционных элементов для сведения к минимуму массы напыляемого материала за единицу времени на единицу площади в заданных точках вакуумной камеры. В вакуумную камеру устанавливают датчики, обеспечивающие за счет изменения их оптических и (или) электрических характеристик непрерывный контроль количества осаждаемого распыленного в области их установки в вакуумной камере материала на единицу площади за единицу времени. На основе результатов контроля изменяют схему размещения и тепловые режимы защитных конструкционных элементов в вакуумной камере. Другое изобретение группы относится к комплексу для обеспечения снижения интенсивности эффекта распыления материала в вакуумной камере при проведении огневых испытаний электрореактивных двигателей, включающему охлаждаемые и неохлаждаемые защитные конструкционные элементы, размещаемые в вакуумной камере, а также датчики, сообщенные через гермопроходной соединитель и преобразователь сигнала с компьютером. Защитные конструкционные элементы, устанавливаемые в вакуумную камеру, выполнены с возможностью изменения схемы их размещения и их тепловых режимов. Датчики обеспечивают за счет изменения их оптических и(или) электрических характеристик изменение величины выходного сигнала пропорционально количеству осаждаемого в области их установки материала, распыленного в вакуумной камере, на единицу площади за единицу времени. Группа изобретений позволяет снизить количество осаждаемого на поверхности испытательного оборудования материала. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области космической техники. В способе ориентации навигационного космического аппарата (КА) при проведении упреждающих программных разворотов по информации звездного прибора в процессе проведения упреждающего программного разворота на каждом цикле управления вычисляют кватернион перехода от солнечно-земной системы координат на момент начала упреждающего разворота к смещенной солнечно-земной системе координат, определяемой с использованием эталонной модели упреждающего программного разворота. Используя информацию со звездного прибора, вычисляют кватернион перехода от связанной системы координат к смещенной солнечно-земной системе координат. Из полученного кватерниона вычисляют углы отклонения связанной от смещенной солнечно-земной системы координат, формируют управляющие моменты, направленные на уменьшение рассогласования между связанной и смещенной солнечно-земной системами координат. Управляющий момент вокруг первой оси КА формируют для уменьшения рассогласования между эталонным и фактическим движениями КА вокруг первой оси. Техническим результатом изобретения является уменьшение погрешности прогнозирования движения центра масс КА. 5 ил., 1 табл.
Изобретение относится к электротехнике, к технологии изготовления электрических машин, и может быть использовано в электротехнической промышленности и приборостроении. Технический результат состоит в повышении КПД электрической машины в целом путем повышения точности геометрических размеров, обеспечивающих требуемую ориентацию магнитного поля магнитопровода. Способ изготовления статора электрической машины включает изготовление магнитопровода статора с зубцами и окнами, в которые укладывают провода обмотки, производят пропитку и сушку в оправке в виде пресс-формы, после чего оправку удаляют. Магнитопровод изготавливают с окнами, которые выполняют радиально со стороны центра магнитопровода фрезерованием, укладывают провода обмотки, выполняют высокотемпературный отжиг и наносят электроизолирующее покрытие на поверхность соприкосновения обмотки перед ее выполнением. Магнитопровод изготавливают с радиально противоположными наружными технологическими выступами из цельной заготовки для удерживания его в процессе изготовления с последующим удалением их после изготовления статора, после чего устанавливают оправку и выполняют пропитку и сушку, выполняют нарезку зубцов способом удаления промежутков между ними выплавлением раскаленной латунной проволокой. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию первой оси КА на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю, а также ориентацию панелей СБ на Солнце путем разворота КА относительно первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью Солнце - КА - Земля по информации с прибора ориентации на Солнце (ПОС). Панели СБ ориентируют на Солнце путём их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА, приводом СБ по информации с ПОС. При этом на каждом цикле управления определяют расчетный угол между нормалью к поверхности СБ и второй осью КА путем интегрирования расчетной угловой скорости вала привода СБ, по которой сформировано управление СБ на предыдущем цикле управления. По величине данного угла управляют скоростью вала привода СБ, уточняя величину этого угла при каждом прохождении реперного концевого контакта. Технический результат состоит в возможности обеспечить ориентацию панелей СБ на Солнце при отсутствии датчика угла поворота вала привода СБ или его неисправности. 3 ил.
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию первой оси КА на центр Земли путем его разворотов вокруг второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю. Ориентацию второй оси КА относительно плоскости Солнце - КА - Земля проводят путем создания и поддержания скорости вращения вокруг первой оси КА по информации с блока измерения угловых скоростей. Изменяют знак этой скорости каждый раз при уменьшении сигнала с панелей СБ. Нормаль к поверхности СБ совмещают с направлением на Солнце путем разворота панелей СБ вокруг оси, параллельной третьей оси КА по расчетной баллистической информации с использованием привода солнечных батарей. На особых участках орбиты: при малых и больших углах Солнце - КА - Земля управляют вращением КА вокруг первой оси по баллистической информации и интегралу от скорости указанного вращения (курсовому углу). Техническим результатом изобретения является обеспечение рабочей ориентации панелей СБ при неисправности прибора ориентации на Солнце. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к технологии изготовления электрических машин и может быть использовано в электротехнической промышленности и приборостроении в космической технике. Задача изобретения - повышение качества изготовления статора, повышение выходных параметров электрической машины. Поставленная задача решается путем изготовления магнитопровода с припусками из цельной заготовки из материала с повышенной магнитной проницаемостью, окна для обмотки изготавливают фрезерованием, после этого магнитопровод подвергают высокотемпературному отжигу, затем нарезают зубцы способом электроэрозионной обработки с последующим низкотемпературным стабилизирующим отжигом; далее, после укладки обмотки, пропитки и сушки статора удаляют припуски магнитопровода шлифовкой. 1 ил.
Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА), осуществляемой в солнечно-земной системе координат. Способ включает ориентацию первой оси КА на Землю путем разворотов вокруг второй и третьей осей КА с помощью электромеханических исполнительных органов. При отсутствии тени Земли управляющие воздействия вокруг второй оси КА формируют по информации с прибора ориентации на Землю, а относительно третьей оси КА - по информации с прибора ориентации на Солнце. Техническим результатом изобретения является уменьшение погрешности ориентации КА на Землю. 3 ил.
Изобретение относится к энергетике. Способ запуска стационарного плазменного двигателя, при котором подачу напряжения разряда на катод и анод двигателя выполняют не до подачи поджигных импульсов, а после завершения нагрева катода, открытия клапанов двигателя и подачи поджигных импульсов. При этом достигается уменьшение, вплоть до полного устранения, броска тока в разрядной цепи двигателя и, соответственно, на первичной шине питания систем преобразования и управления стационарными плазменными двигателями. Изобретение позволяет снизить нагрузку на функциональные элементы системы электропитания и систем преобразования и управления стационарными плазменными двигателями. 2 табл., 9 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции космического аппарата (КА) с помощью электрореактивных плазменных двигателей (ЭРПД). Выбирают ЭРПД для включения, определяют необходимое время работы ЭРПД, выбирают используемые и неиспользуемые электроды двигателей, подключают выбранные электроды к источникам питания с помощью контакторов, включают и выключают источники питания для запуска и работы ЭРПД в течение необходимого времени, формируют высокоомную резистивную сеть стока электрического заряда с электродов ЭРПД на корпус КА, формируют два режима коммутации электрических цепей двигателя, подключают к электродам неработающих ЭРПД основные и резервные источники питания с емкостными фильтрами, оставляют электрические цепи выбранного ЭРПД подключенными к используемым источникам питания, отключают электрические цепи остальных двигателей от используемых источников питания и оставляют подключенными к неиспользуемым источникам питания, включают и отключают в соответствии с определенным алгоритмом используемые источники питания. Изобретение позволяет повысить надежность системы коррекции КА. 4 ил.
Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2). При нарушении точности данной ориентации прекращают ориентацию ИСЗ с использованием бортового компьютера одновременно относительно направлений на Солнце и на Землю (1). При этом включают указанный АК, а СБ (5) устанавливают в фиксированное положение относительно корпуса ИСЗ для получения максимальной их освещенности. Возобновление ориентации ИСЗ с использованием бортового компьютера осуществляют по радиокоманде с Земли. Точность ориентации ИСЗ на Солнце м.б. оценена по текущим параметрам системы электропитания ИСЗ. Признаком нарушения данной ориентации может служить начало работы системы электропитания в режиме разряда бортовых аккумуляторных батарей, при полете вне теневых участков орбиты (4). Техническим результатом изобретения является обеспечение живучести ИСЗ при его длительной автономной эксплуатации в космосе. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
