Патенты автора Гуртов Александр Сергеевич (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.

Изобретение относится к области электротехники, а именно к способу эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите. В предложенном способе повышение ресурса АБ при их длительной эксплуатации достигается путем проведения циклирования АБ в режиме заряда-разряда, при котором формуемую АБ однократно выдерживают не менее 24 часов в режиме саморазряда при снятии ограничения глубины разряда, после чего проводят режим восполнения формуемой АБ, который проводят по сигналам «жесткой» логики по расчетному или заданному значению давления газовой среды, при этом то или иное пороговое значение давления газовой среды выбирают исходя из пороговой температуры АБ, после окончания режима восполнения повторно проводят режимы глубокого разряда с последующим циклическим восполнением, после завершения второго режима восполнения восстанавливают режимы ограничения глубины разряда и управления зарядом формуемой АБ, при этом включение режима ограничения глубины разряда по величине напряжения АБ осуществляют по разовым командам, выдаваемым из наземного комплекса управления. Повышение надежности функционирования никель-водородных аккумуляторных батарей в СЭП является техническим результатом изобретения. 2 ил.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи фотоэлектрические (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ). Управляют зарядными и разрядными устройствами. Вводят запрета на работу разрядного устройства при достижении минимального уровня заряженности АБ и снимают запрет при повышении уровня заряженности. Формируют управляющий сигнал для отключения части бортовой аппаратуры при аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности. Запрещают работу всех разрядных устройств, если выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения. Производят сброс запоминания управляющего сигнала по запрету всех разрядных устройств после заряда всех АБ до заданного уровня заряженности. Считывают параметры СЭП. Считывание осуществляют из комплекса автоматики и стабилизации напряжения по мультиплексному каналу обмена. Вычисляют суммарную глубину разряда всех АБ и производят сравнение вычисленной суммарной глубины разряда с заданными в бортовой программе СЭП пороговыми значениями. Повторяют считывание параметров СЭП, продолжительность уставки выбирают, сравнимую с периодом обновления информации о параметрах СЭП. Выполняют вновь сравнение с пороговыми значениями суммарной глубины разряда, формируют/не формируют управляющий сигнал в бортовом комплексе управления по смене режима функционирования КА. Повышается надежность и живучесть СЭП и КА в целом. 2 ил.

Изобретение относится к наземным электротехническим испытаниям космических аппаратов. Способ заключается в проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей (АБ) с активным термостатированием и контролем температуры штатных АБ и в хранении их без проведения термостатирования. Вначале на посадочные места штатных АБ устанавливают блоки согласования (габаритные макеты) имитаторов АБ. На корпусе каждого блока монтируют входные и выходные электрические соединители, соответствующие соединителям АБ. Выходные соединители всех блоков подключают к бортовой кабельной сети, а входные соединители через технологическую и наземную кабельные сети - к имитаторам АБ. По завершении наземных испытаний указанные блоки согласования, кабельные сети и имитаторы АБ демонтируют. На термоплаты системы терморегулирования устанавливают штатные АБ, образуя штатную конфигурацию системы электропитания. Техническим результатом является сохранение ресурсных характеристик и повышение надежности эксплуатации различных типов аккумуляторных батарей (АБ) на разных этапах их жизненного цикла. 3 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите. Повышение надежности работы никель-водородных АБ путем увеличения их ресурса и, как следствие, продолжительности их штатной эксплуатации является техническим результатом изобретения. В способе эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей системы электропитания космического аппарата проводят циклирование двух или более аккумуляторных батарей в режиме заряда-разряда, контроль параметров каждой аккумуляторной батареи (текущей электрической емкости, напряжения, температуры), введение периодически, один раз в 6-9 месяцев, запрета заряда для одной из АБ для выполнения формовочного цикла. В предложенном способе также осуществляется контроль значения текущей емкости m аккумуляторов батареи на основании выходного напряжения m аналоговых датчиков давления, установленных внутри этих аккумуляторов, причем выбирают m < n, где n - число аккумуляторов в АБ, затем формируют для каждой АБ обновляемые с заданной частотой информационные подмассивы СЭП, содержащие в своем составе ее электрические характеристики, в том числе множества текущих значений напряжений аккумуляторов и выходных напряжений аналоговых датчиков давления; по запросу с наземного комплекса управления информационные подмассивы СЭП периодически отправляют в состав массива информации оперативного контроля (ИОК) для контроля параметров СЭП, при этом о разбалансе аккумуляторов по напряжению судят по величине разности между максимальным и минимальным значениями напряжений аккумуляторов, а по емкости - по величине разности между выходными напряжениями аналоговых датчиков давления, зафиксированными в массиве ИОК в один и тот же момент времени. 2 ил.

Изобретение относится к наземным испытаниям космических аппаратов (КА). Способ наземной эксплуатации аккумуляторных батарей (АБ) системы электропитания (СЭП) космического аппарата (КА) заключается в циклировании двух или более АБ в режиме заряда-разряда, задаваемом бортовой автоматикой СЭП, ограничении степени заряда АБ по уровню срабатывания сигнальных датчиков, контролировании параметров каждой АБ, например текущей электрической емкости, напряжения, температуры; периодическом оценивании состояния АБ. Штатные или технологические АБ монтируют на технологические термоплаты, расположенные вне КА в замкнутом негерметичном отсеке. В качестве циркулирующего в термоплатах теплоносителя используют охлаждаемую наземными средствами обеспечения теплового режима (НСОТР) воздушную массу. Контур охлаждения АБ, включающий в себя технологические термоплаты, трубопроводы и другие элементы НСОТР, выполняют разомкнутым. Оконечную часть трубопровода контура охлаждения размешают внутри отсека с АБ. Техническим результатом изобретения является повышение надежности эксплуатации различных типов аккумуляторных батарей СЭП КА на этапе проведения наземных испытаний. 3 ил.

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение надежности и живучести систем электропитания и уменьшение вероятности возникновения аварийных ситуаций. Согласно способу управления системой электропитания космического аппарата (КА), содержащей фотоэлектрическую батарею, и n АБ, стабилизатор напряжения, и по n зарядных и разрядных устройств, управляют стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжений СЭП; контролируют степень заряженности АБ; вводят запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении максимального уровня заряженности данной АБ и снимают этот запрет при снижении уровня заряженности; вводят запрет на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и снимают этот запрет при повышении уровня заряженности данной АБ; контролируют выходное напряжение с помощью порогового датчика. При аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности формируют управляющий сигнал в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры и запоминают его; при аварийном разряде всех n работающих АБ до минимального уровня заряженности снимают запрет на работу всех разрядных устройств; в случае если после запоминания управляющего сигнала выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения, запрещают работу всех разрядных устройств; после восстановления ориентации батареи фотоэлектрической (БФ) на Солнце производят питание оставшейся включенной части бортовой нагрузки от БФ; сброс запоминания управляющего сигнала производят после заряда всех АБ или по внешней разовой команде, в качестве параметра для оценки состояния аккумуляторных батарей выбирают напряжение аккумулятора или группы включенных между собой параллельно аккумуляторов; для управления режимами функционирования АБ формируют соответствующие управляющие сигналы, отличающиеся между собой по величине порогового напряжения аккумулятора или группы аккумуляторов; отключение АБ от заряда выполняют ступенчато; введение и снятие запрета на работу соответствующего зарядного устройства осуществляют соответственно при превышении температуры в какой-либо АБ максимально допустимого уровня и снимают при снижении температуры до заданного уровня; введение и снятие запрета на работу соответствующего зарядного устройства осуществляют в зависимости от температуры АБ; контроль глубины разряда каждой АБ осуществляют с помощью счетчиков ампер-часов (САЧ), включенных в разрядно-зарядные цепи каждой из n АБ; при этом показания САЧ со всех n АБ суммируют и определяют интегральную глубину разряда; в случае достижения интегральной глубины разряда пороговых значений формируют соответствующие команды управления для изменения режима функционирования КА. 3 ил.

Изобретение относится к способу эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) летательных аппаратов (ЛА), функционирующих на низкой околоземной орбите. Повышение надежности и живучести СЭП модульного типа без ухудшения технических характеристик ЛА является техническим результатом изобретения. При эксплуатации АБ осуществляют контроль параметров каждой АБ, например текущей электрической емкости, напряжения, температуры, проводят периодически один раз в каждые 6-9 месяцев запрета заряда для одной из АБ (АБi) для выполнения формовочного цикла (ФЦ), при использовании в качестве разрядной нагрузки для формуемой АБ бортовой аппаратуры ЛА, повторяют аналогичную последовательность операций для последующей АБj, при этом проводят изменение при необходимости конфигурации СЭП по разовым командам коммутационной аппаратуры, для чего из двух подсистем, включенных между собой параллельно, образуют базовый модуль, при штатной эксплуатации СЭП используют не менее двух модулей, а для изменения конфигурации СЭП используют аварийную шину автономно для каждого модуля, не имеющую электрической связи с аварийными шинами других модулей. Изменение конфигурации СЭП осуществляют на теневых или световых участках орбиты летательного аппарата в зависимости от способа ориентирования панелей фотоэлектрической батареи, причем номера витков орбиты летательного аппарата, на которых выполняются коммутации аварийной шины, выбирают исходя из условия обеспечения глубины разряда формируемой АБ более 95% от номинального значения. 2 ил.,1 пр.

Предлагаемое изобретение относится к эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите. В вариантах способа при разбалансе аккумуляторов АБ по емкости и напряжению задействуют резервную группу сигнальных датчиков давления и вводят блокировку датчика минимального напряжения формуемой АБ путем соответствующих разовых команд с наземного комплекса управления, а необходимую и достаточную глубину разряда АБ определяют по уровню ее текущей емкости и по величине тока разряда. По одному из вариантов восполнение формуемой АБ осуществляют в режиме штатного циклирования до срабатывания сигнального датчика давления резервной группы, причем этот номинальный уровень срабатывания сигнальных датчиков давления резервной группы выбирают большим, чем номинальный уровень срабатывания сигнальных датчиков давления, при этом и аналогичную последовательность операций для АБ проводят в полном объеме повторно и отключают сигнальные датчики давления резервной группы из контура управления зарядом формуемой АБ. По второму варианту после восполнения формуемой АБ все аккумуляторные батареи СЭП переводят в режим подзаряда током, превосходящим ток саморазряда АБ, для чего используют бестеневые орбиты функционирования КА для обеспечения необходимой электроэнергией бортовой аппаратуры и аккумуляторных батарей для их штатного функционирования. Изобретение обеспечивает повышение надежности и долговечности эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи, а также живучести СЭП без ухудшения ее технических характеристик и КА в целом. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите. Техническим результатом изобретения является повышение надежности эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи, а также живучести СЭП, в том числе и модульного исполнения, без ухудшения ее технических характеристик и КА в целом. Указанный результат достигается тем, что в известном способе эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей системы электропитания космического аппарата, заключающемся в циклировании m АБ в режиме заряда-разряда, задаваемом бортовой автоматикой системы электропитания; ограничении степени заряда АБ по уровню срабатывания сигнальных датчиков давления, размещенных в отдельных аккумуляторах каждой АБ; контроле параметров каждой АБ, например текущей электрической емкости, напряжения, температуры; введении периодически один раз в каждые 6-9 месяцев запрета заряда для одной из АБ (АБi) для выполнения формовочного цикла (ФЦ); использовании в качестве разрядной нагрузки для формуемой АБ бортовой аппаратуры КА; повторении аналогичной последовательности операций для последующей АБ; снабжении СЭП аварийной шиной с управляемой по командам управления коммутационной аппаратурой для изменения ее конфигурации; подключении при необходимости АБi к другому работоспособному ЗРУj, образующему с «собственной» АБj подсистему и одновременном отключении от данной подсистемы «собственной» АБj с переводом ее в режим «саморазряда» на время разряда/заряда формуемой АБi; подсоединении АБi после ее восполнения до срабатывания сигнального датчика давления к исправному ЗРУj параллельно АБj для дальнейшего штатного функционирования СЭП, при аномальной работе ЗРУ (ЗРУi), связанной с отказом зарядного устройства, формовочный цикл АБi разбивают условно на два этапа в режиме как разряда, так и осуществляемого путем штатного цитирования АБ заряда (восполнения), для чего выбирают значение промежуточного (разделительного) уровня заряженности (глубины разряда) АБi, соответствующее, например, половине номинальной емкости формуемой АБi; в начале первого в режиме разряда АБ этапа ФЦ подключают АБi к собственному ЗРУi с неисправным зарядным устройством и одновременно вводят запрет заряда АБj, входящей в состав модуля с АБi; при разряде АБi до промежуточного уровня заряженности, соответствующего началу второго в режиме разряда АБ этапа ФЦ снимают запрет заряда АБj на время дальнейшего разряда формуемой АБi до требуемой глубины и последующего восполнения ее в штатном режиме циклирования; затем при восполнении АБi до заданного промежуточного уровня заряженности АБi, соответствующего окончанию первого (или началу второго) в режиме заряда этапа ФЦ, подсоединяют ее к исправному ЗРУj параллельно АБj. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Предполагаемое изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи фотоэлектрические (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ). Задачей предлагаемого изобретения является создание способа управления автономной системой электропитания КА, позволяющего сдерживать процесс возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса путем создания и поддержания режима максимального отбора мощности БФ и парировать аварийную ситуацию, в случае ее возникновения. Задача достигается тем, что в заявленном способе при функционировании СЭП в режиме питания бортовой аппаратуры и заряда аккумуляторных батарей панели солнечной батареи ориентируют на Солнце под углом 90°; величину номинального входного напряжения, соответствующего напряжению в рабочей точке вольт-амперной характеристики БФ, выбирают, исходя из величины ее номинальной мощности, необходимой для обеспечения в штатном режиме функционирования СЭП электроэнергией для питания бортовой аппаратуры и заряда всех АБ; экстремальный регулятор мощности БФ выполняют в виде устройства, предназначенного устанавливать и поддерживать при необходимости напряжение в рабочей точке ВАХ БФ, отличное от номинального значения; изменение напряжения в рабочей точке ВАХ БФ осуществляют дискретно по заранее заданным уставкам входного напряжения, соответствующим различным уровням отбираемой от БФ мощности, при этом перевод от одной уставки входного напряжения на другую обеспечивают с наземного комплекса управления по разовым командам, а отбор требуемой для питания бортовой аппаратуры и заряда всех АБ мощности БФ при переходе на последующую уставку производят за счет выбора оптимального соотношения между пороговым значением тока заряда АБ и количеством (n) АБ, используемых в СЭП КА, причем ток заряда (n-1) АБ при отключенной от заряда одной АБ выбирают равным пороговому значению; электрические характеристики БФ и экстремального регулятора мощности проектируют с учетом выполнения необходимого и достаточного условия Uвых.<Uвх.ном.<Uопт., где Uвых. - выходное напряжение СЭП; Uвх.ном. - номинальное входное напряжение в рабочей точке ВАХ при отключенном экстремальном регуляторе мощности БФ; Uопт. - входное напряжение, соответствующее максимальной (оптимальной) мощности БФ. 3 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите. Техническим результатом является повышение надежности функционирования НВАБ путем увеличения ее ресурса, т.е. продолжительности штатной эксплуатации. Способ эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) системы электропитания космического аппарата, заключающийся в том, что две или более аккумуляторные батареи циклируют в режиме заряда-разряда, задаваемом бортовой автоматикой системы электропитания, контролируют параметры каждой аккумуляторной батареи, например текущую электрическую емкость, напряжение, температуру, периодически один раз в 6-9 месяцев вводят запрет заряда для одной из АБ для выполнения формовочного цикла, в качестве разрядной нагрузки используют бортовую аппаратуру космического аппарата, критерием ограничения глубины разряда выбирают величину напряжения АБ, причем значение граничного уровня напряжения устанавливают в вольтах равным числу n либо (n+1) аккумуляторов в аккумуляторной батарее, при достижении которого снимают запрет заряда АБ, а определяемое в процессе завершения формовочного цикла значение максимального напряжения АБ при заряде используют для оценки состояния аккумуляторной батареи и прогнозирования ее деградации, аналогичную последовательность операций повторяют для последующей АБ, отличающийся тем, что степень заряда аккумуляторных батарей ограничивают или аппаратно по «жесткой» логике, или программно по «гибкой» логике, причем управление зарядом АБ по «гибкой» логике выбирают в качестве основного варианта, а по «жесткой» логике - в качестве резервного варианта, при этом отключение АБ от заряда по «жесткой» логике выполняют по признаку превышения давления газовой среды в АБ i-го порогового значения, выбранного в качестве рабочего из множества дискретных, заранее заданных пороговых значений давления, причем перевод на другое рабочее пороговое значение давления из данного множества осуществляют по разовой команде, исходя из величины температуры АБ, а отключением АБ от заряда по «гибкой» логике управляют дискретно при переходе из одного диапазона температур в другой и плавно внутри каждого диапазона, используя систему зависящих от ее температуры t линейных уравнений, справедливых соответственно в конкретном диапазоне изменения температуры АБ. 1 ил.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующих в качестве первичных источников энергии батареи фотоэлектрические (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ). Техническим результатом изобретения является сдерживание процесса возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса. Это достигается тем, что одну из двух панелей солнечной батареи поворачивают с нейтрального положения по тангажу по ходу часовой стрелки, другую панель таким же образом поворачивают против хода часовой стрелки или наоборот соответственно на углы φ1, φ2, образованные продольными осями космического аппарата и передней и задней панелей солнечных батарей, при этом освещаемые плоскости панелей солнечной батареи после перекладок панелей образуют тупой угол, равный (180°+φ1+φ2); о наличии режима максимального отбора мощности фотоэлектрической батареи судят по закону изменения входного напряжения от времени на световом участке орбиты космического аппарата, при этом данную схему перекладок панелей используют для относительно малых углов β между плоскостью орбиты и направлением на Солнце, например, в диапазоне его изменения от «минус» 30° до «плюс» 30°, а допустимые углы перекладок панелей φ1доп и φ2доп определяют из условия: φ1доп≤φ1опт=arccos(R3/(R3+H1)), φ2доп≤φ2опт=arccos(R3/(R3+H2)), где φ1опт - оптимальный угол перекладки, при котором обеспечивается режим максимального отбора мощности передней панели; φ2опт - оптимальный угол перекладки, при котором обеспечивается режим максимального отбора мощности задней панели; R3 - радиус Земли; Н1 - высота орбиты КА в точке выхода его из теневого участка; Н2 - высота орбиты КА в точке входа его в теневой участок. 5 ил.

Изобретение относится к электротехнике и может быть использовано при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите

Изобретение относится к электронике и может быть использовано для периодической компенсации дрейфа нуля в усилителях при усилении малых напряжений и измерительных сигналов от источников с большим выходным сопротивлением

Изобретение относится к способам эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (НВАБ) в автономных системах электропитания космических аппаратов (СЭКА)

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано при проектировании системы электропитания космического аппарата

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано при проектировании и отработке космических аппаратов

 


Наверх