Патенты автора Анкудинов Александр Владимирович (RU)

Изобретение относится к испытательной технике, а более конкретно к способу и устройству имитации невесомости трансформируемых систем космических аппаратов. Способ имитации невесомости трансформируемых систем космических аппаратов включает прикрепление привязного аэростата к трансформируемой системе. На каждом этапе имитации невесомости трансформируемой системы измеряют температуру воздуха окружающей среды и температуру газа внутри аэростата. Рассчитывают количество газа, которое необходимо добавить или откачать из аэростата. Газ откачивают из аэростата сначала вакуумным насосом в ресивер низкого давления, затем компрессором в ресивер высокого давления. На электропневматическом пропорциональном регуляторе, установленном в линии подачи газа, устанавливают рассчитанное управляющим устройством давление подаваемого в аэростат газа, необходимое для требуемой по динамике процесса скорости изменения подъемной силы. Расходомером, установленным после пропорционального регулятора в линии подачи газа, контролируют количество газа, подаваемого или откачиваемого из аэростата. Достигается снижение аварийности. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к испытательной технике, а более конкретно к испытаниям прецизионных раскрываемых конструкций космического аппарата. Устройство для обезвешивания прецизионных раскрываемых конструкций космического аппарата содержит двуплечий рычаг, на одном конце которого закреплен обезвешиваемый объект, а на другом уравновешивающий груз. Двуплечий рычаг снабжен шарнирным устройством с горизонтальной и вертикальной осями вращения. Имеется датчик определения разгружающей силы и металлическая лента с узлами ее натяжения. Настройка уравновешенного состояния двуплечего рычага относительно точки пересечения горизонтальной и вертикальной осей шарнирного устройства обеспечивается хомутами с резьбовыми шпильками, балансировочными грузами. Наличие элементов оптического контроля - реперных знаков, обеспечивает точное определение положения в пространстве точки пересечения горизонтальной и вертикальной осей шарнирного устройства двуплечего рычага и точки, являющейся центром вилки для крепления подвеса. Достигается повышение точности. 6 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к реализации раскрытия многосекционных конструкций космических аппаратов. Способ раскрытия многосекционных конструкций заключается в снятии основных связей, развороте секций, снятии дополнительных связей после разворота и фиксации секции в конечном положении. При этом дополнительные связи обеспечиваются фиксатором, выполненным в виде подпружиненного рычага, контактирующего с опорными элементами секций и упором на раме батареи солнечной при развороте. Опорные элементы секций содержат оси. Рычаг закреплен подвижно на оси опорного элемента средней секции. Плечи рычага заканчиваются противоположно направленными крючками, до раскрытия находящимися в зацеплении с осями опорных элементов боковых секций. Пружина соединена одним концом с опорным элементом средней секции, а другим - с плечом рычага. Достигается упрощение конструкции. 7 ил.
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.

Изобретение относится к космической технике. В способе удержания космического аппарата (КА) в заданном диапазоне долгот и широт рабочей позиции на орбите рассчитывают коррекции наклонения на двух номинально противоположных активных участках (АУ), рассчитывают текущие векторы эксцентриситета на один и тот же момент - момент окончания второго АУ так, что в первом варианте учитывают тягу двигателя только на первом АУ, во втором варианте учитывают тягу двигателя только на втором АУ, по минимальному отклонению одного и другого векторов эксцентриситета от целевого вектора выбирают рабочий АУ и соответствующий ему двигатель. Посредством всей совокупности регулярных коррекций вызывают и поддерживают устойчивые центростремительные эффекты эволюции КА по долготе и эволюции вектора эксцентриситета КА на орбитальной позиции. Техническим результатом изобретения является повышение точности удержания по долготе, сужение пределов удержания КА.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к способам и устройствам очистки околоземного космического пространства от космического мусора, и может быть использовано для уничтожения космических аппаратов (КА) в плотных слоях атмосферы. При ликвидации модульный КА прекращает существование в плотных слоях атмосферы как единое целое по команде от бортового блока управления. Модули связаны жесткими соединениями, под каждое из которых заложены пиропатроны. Пиропатроны соединены в автономную электрическую цепь, в которую также входят отдельная маломощная аккумуляторная батарея, имеющая возможность подзаряда от основных источников питания на борту КА. Датчики-сигнализаторы высокой температуры используются для выдачи из ликвидационного бортового блока управления в необходимый момент команды на единовременный подрыв пиропатронов. Блок и сеть, за исключением датчиков высокой температуры, имеют теплозащиту. Достигается полнота сгорания. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к способам и устройствам очистки околоземного космического пространства от космического мусора. Способ увода прекративших активное существование космических аппаратов (КА) включает возбуждение силы Ампера непосредственно на борту космического аппарата индукционным устройством, которое содержит четное количество спиралевидных цилиндрических катушек индуктивности (СЦК), намотанных на неметаллические держатели-жезлы и вставленных во внешние сердечники. Сердечники представляют собой магнитомягкие цилиндрические трубки, размещенные поровну и симметрично относительно оси минус X, проходящей через центр масс космического аппарата и направленной на центр Земли в связанной с космическим аппаратом системе координат, и соединенных последовательно в электрическую цепь с источником постоянного тока, переключатели направления тока и выключатели для каждой СЦК для создания заданного направления и уровня тяги. Обеспечивается непродолжительный малозатратный спуск отработавшего КА для его уничтожения в плотных слоях атмосферы. 3 з.п. ф-лы, 7 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов. Преобразователи напряжения, зарядные и разрядные устройства выполняют в виде единичных модулей. Модули рассчитывают исходя из наименьшей потребительской потребности космического аппарата по мощности нагрузки. Обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают набором соответствующих единичных модулей. Для параллельного стабилизированного преобразователя обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают одновременно с соответствующим секционированием первичного источника ограниченной мощности. Стабилизированный преобразователь напряжения при мощности нагрузки до 2 кВт выполняют последовательного (сериесного) типа, при мощности нагрузки от 2 до 15 кВт и выше - параллельного типа. При мощности нагрузки от 2 до 15 кВт на выходе параллельного стабилизированного преобразователя напряжения дополнительно устанавливают стабилизированный преобразователь последовательного (сериесного) типа. Повышается эксплуатационная надежность. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при разработке и эксплуатации литий-ионных аккумуляторных батарей автономных систем электропитания искусственного спутника Земли (ИСЗ). Согласно изобретению способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в автономной системе электропитания заключается в проведении зарядов, хранении в заряженном состоянии, подзарядов, при необходимости, разрядов, контроле напряжения аккумуляторов и периодической балансировке аккумуляторов по напряжению путем выбора аккумулятора с наименьшим напряжением, подключения к оставшимся аккумуляторам индивидуальных разрядных резисторов, с последующим отключением соответствующих резисторов при достижении напряжения на соответствующих аккумуляторах уровня напряжения первоначально выбранного аккумулятора, при этом контроль напряжения аккумуляторов и разности поэлементных напряжений наиболее заряженного и наименее заряженного аккумуляторов проводится бортовой ЭВМ, с периодом контроля не реже 1 раза в 32 секунды, и при превышении разности напряжений наиболее заряженного и наименее заряженного аккумуляторов заданной величины, заложенной в бортовой ЭВМ, запускается процесс балансировки по программе в бортовой ЭВМ. Техническим результатом является упрощение эксплуатации и повышение эффективности использования литий-ионной аккумуляторной батареи в автономной системе электропитания. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники, в частности к изготовлению системы терморегулирования. Способ изготовления жидкостного контура системы терморегулирования космического аппарата включает гидравлическое соединение контура с устройством заправки; заполнение и промывку растворителем; заполнение контура и прокачку теплоносителя. Устройство заправки включает в себя, в частности, пневмоклапаны, функционирующие по командам с персонального компьютера. При этом на участке одного из соединительных трубопроводов вблизи его гидравлического разъема, присоединенного к соединительному трубопроводу, идущему по направлению к жидкостному контуру, устанавливают компенсационное устройство, жидкостную и газовую полости которого предварительно заправляют требуемыми количествами теплоносителя и газа. Жидкостная полость компенсационного устройства содержит присоединенный к ней трубопровод с гидравлическим разъемом на его свободном конце, который стыкуют с гидравлическим разъемом соединительного трубопровода после немедленной отстыковки гидравлических разъемов соединительных трубопроводов от «Входа» и «Выхода» устройства заправки при произвольном обесточивании или зависании персонального компьютера или после начала неуправляемого изменения давления теплоносителя. Достигается повышение надежности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в системах радиосвязи для повышения точности измерения скорости движения космических аппаратов (КА). Достигаемый технический результат - повышение точности измерения скорости космического аппарата за счет уменьшения случайной составляющей измерения частоты Доплера. Указанный результат достигается за счет использования более чем одной гармонической составляющей для измерения частоты Доплера FDi по каждой i-й гармонике, 0≤i≤|n|, с последующим усреднением результатов частных измерений. Индекс 0 соответствует первой, основной/центральной, гармонике. 2 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА). Способ контроля качества СТР КА включает слив требуемой дозы теплоносителя в процессе заправки СТР теплоносителем и в дальнейшем периодический контроль наличия требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре. Для этого измеряют фактическую слитую дозу теплоносителя из жидкостной полости компенсатора объема для текущего момента времени, например, по результатам измерения давления теплоносителя, температур теплоносителя в жидкостном контуре и рабочего тела в газовой полости компенсатора объема. При этом определяют также упругость насыщенного пара рабочего тела при измеренной температуре. После определяют требуемую расчетную величину слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени. Далее для данного момента времени сравнивают между собой фактическую слитую из жидкостного контура дозу теплоносителя с расчетной дозой и судят о качестве СТР КА. Техническим результатом изобретения является повышение качества изготовления жидкостного контура СТР в результате обеспечения более высокой точности и надежности контроля качества жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите. 2 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА). Способ изготовления СТР КА включает проверки суммарных негерметичностей жидкостного тракта и двухфазного контура (ДФК) перед заправкой их соответствующими теплоносителями. В процессе изготовления ДФК дополнительно контролируют с использованием пробного газа в вакуумной камере межполостную негерметичность между паровой полостью и жидкостной полостью капиллярного насоса, сообщив отвакуумированную жидкостную полость с течеискателем, обеспечив подачу в паровую полость пробного газа давлением, равным максимальному рабочему давлению аммиака. Перед запуском КА на орбиту с помощью специального программного обеспечения работы электрообогревателей компенсатора объема обеспечивают повышение минимального давления на входе в электронасосный агрегат (ЭНА) до определенной величины, гарантирующей с высокой надежностью бескавитационную работу ЭНА в условиях эксплуатации. Техническим результатом изобретения является повышение надежности работы СТР КА в условиях длительной эксплуатации на орбите. 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может использоваться для определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА). В способе коррекции орбитального движения КА в процессе приложения тестовых и корректирующих воздействий фиксируют начало стационарного режима нагревания стенки камеры сгорания двигателя, фиксируют число срабатываний электроклапанов на входе в блок стабилизации давления, определяют средние частоты срабатывания электроклапанов и ускорения от работы двигателя коррекции. По результатам отработки планов коррекций имеют набор достоверных значений ускорений для дальнейшей работы с КА. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежной и оперативной коррекции орбитального движения с повышением ее точности. 1 ил.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Космический аппарат блочно-модульного исполнения содержит модуль служебных систем, первый модуль полезной нагрузки (МПН) и второй модуль полезной нагрузки. Первый МПН устанавливается на второй модуль МПН так, что стартовая нагрузка первого МПН передается на второй МПН и воспринимается им. КА содержит интерфейсы для обеспечения питанием, передачи данных и других сигналов и имеет достаточно места для укладки больших компонентов: панелей солнечных батарей и антенн. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы КА, снижение времени изготовления и проведения наземной экспериментальной отработки. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов, например телекоммуникационных спутников. СТР содержит жидкостный контур теплоносителя с электронасосным агрегатом (ЭНА) и компенсатором объема (КО). Жидкостная полость КО соединена с контуром вблизи входа в ЭНА, а сильфонная газовая полость КО заправлена двухфазным рабочим телом. На подвижном днище сильфона установлен постоянный магнит, а снаружи корпуса КО равномерно установлены герконы с шагом, обеспечивающим одновременное замыкание до 2-4 рядом расположенных герконов. Герконы сообщены с системой телеметрии космического аппарата. В жидкостной полости КО предусмотрен запас теплоносителя в количестве, соответствующем половине его объема между соседними герконами. КО с герконами может быть покрыт экранно-вакуумной теплоизоляцией. Техническим результатом изобретения является обеспечение диагностики и прогнозирования наличия в жидкостном контуре требуемого количества теплоносителя при эксплуатации СТР (на орбите и при наземных испытаниях) в текущий и последующий периоды. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. В жидкостном контуре СТР установлен двухступенчатый электронасосный агрегат (ЭНА) с последовательно расположенными рабочими колесами, вращающимися с частотой 6000 об/мин. В контуре используется теплоноситель ЛЗ-ТК-2 (вместо аммиака). На выходе ЭНА предусмотрена дроссельная шайба, гидравлическое сопротивление которой обеспечивает минимальный требуемый расход теплоносителя. Без шайбы гидравлическое сопротивление контура отвечает максимальной холодпроизводительности СТР. ЭНА работоспособен при повышенном (более 27 В) напряжении питания. Технический результат изобретения состоит в повышении технологичности (унификации) и надежности длительной эксплуатации любых КА с потребной холодопроизводительностью от 5 до 13-18 кВт. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА) с тепловой нагрузкой от 13 до 18 кВт. СТР состоит из замкнутых жидкостных контуров и тепловых труб (ТТ), а также раскрываемых панелей радиатора (РПР). Каждый контур содержит сообщенные подконтуры модулей служебных систем (МСС) и полезной нагрузки (МПН). В сотовые приборные панели ("+Z" или "-Z") МПН встроены ТТ, а на панелях установлены жидкостные коллекторы (встроенные в другие приборные панели). Одна из РПР выполнена с коллекторами на двухфазном рабочем теле, образующемся в испарителе с капиллярным насосом, установленном на панели "+Z" или "-Z" МПН. Корпус испарителя контактирует с теплоносителем подконтура МПН. Хладопроизводительность другой РПР (с жидким теплоносителем) выбрана так, что без первой РПР обеспечивается температура приборов не выше максимально допустимой. Техническим результатом изобретения является обеспечение квалификации РПР (с аммиаком) в полетных условиях и при положительных результатах - возможность применения СТР, рассчитанной на 13 кВт, в составе КА с тепловой нагрузкой до 18 кВт (при подключении к СТР двух указанных РПР). 2 ил.

Изобретение относится к бортовому оборудованию, преимущественно телекоммуникационных спутников. Способ включает изготовление коллекторов (К) и соединительных трубопроводов (СТ) из трубы специального профиля (с двумя полками). Жидкостные тракты К и СТ промывают органическим теплоносителем, затем сушат при повышенной температуре, испытывают на прочность и автономно проверяют на герметичность. Перед указанной проверкой термоциклируют К и СТ при давлении окружающего воздуха, выдерживая в каждом цикле при максим. и миним. температурах (Т) не менее 60 мин. Максим. Т выбирают не ниже Т перегонки 95% промывочной жидкости из микротечей. Каждый цикл (из трех или более) оканчивают продувкой сжатым воздухом при максим. Т и давлении. Техническим результатом изобретения является повышение надежности определения степени герметичности жидкостного тракта К и СТ и тем самым - качества изготовления жидкостного контура системы терморегулирования. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА). КА с дополнительным полезным грузом с набором целевой аппаратуры и антеннами содержит модуль служебных систем, модуль полезного груза в виде отдельной конструктивной сборки с дополнительными модулями полезного груза с интерфейсами для стыковки с КА и управлением питанием, системами обеспечения теплового режима. Дополнительный модуль полезного груза и основной модуль полезного груза объединены в единую конструкцию. Изобретение позволяет в полном объеме использовать энергетические возможности систем выведения. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области космической техники и физике состояния газа и может быть использовано для количественной оценки остаточной характеристической скорости в случае реактивной выработки рабочего тела из емкостей рабочей системы. На начальном и завершающем этапах функционирования рабочей системы по уравнениям состояния РТ определяют остаточную массу газа в емкостях рабочей системы. Техническим результатом изобретения является исключение накопления погрешности определения остатков рабочего тела. 2 ил.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА), например, телекоммуникационных спутников. Приборный отсек (ПО) КА содержит электрогерметичный корпус, выполненный из сотопанелей с вентиляционными отверстиями (ВО), внутри которого преимущественно установлены приборы полезной нагрузки и служебных систем. ВО служат для отвода из ПО в космическое пространство газов - продуктов газовыделения неметаллических конструкционных материалов и допускаемых утечек рабочих тел из расположенных внутри корпуса трактов и емкостей служебных систем. ВО выполнены с суммарной площадью, обеспечивающей допускаемое избыточное рабочее давление газов в ПО в течение всего срока эксплуатации КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности выполнения ВО с обеспечением нормального функционирования КА в течение всего срока эксплуатации. 1 ил.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к наземным испытаниям механизмов, предназначенных для работы в невесомости, и может быть использовано для обезвешивания крупногабаритных трансформируемых конструкций. Устройство состоит из блока управления на основе компьютера и микроконтроллера и необходимого количества модулей, установленных один над другим. Каждый модуль включает в себя два сервопривода, расположенных с его торцевой части, шкивы которых работают на общий зубчатый ремень, и на нем через пассивные шкивы крепится каретка, перемещающаяся по направляющим, и тележка, закрепленная на общем зубчатом ремне и перемещающаяся по собственной направляющей. При этом на тележке имеется шкив, через который проходит гибкая связь, соединяющая подвешенный через блоки компенсирующий груз с обезвешиваемым элементом. Также на тележке имеется датчик-инклинометр, определяющий вертикальное положение гибкой связи, по сигналам с которого блок управления включает сервопривода устройства и перемещает каретку и тележку, поддерживая вертикальность гибкой связи по отношению к объекту обезвешивания. Количество модулей и размеры каждого модуля подбираются исходя из геометрии и необходимого числа точек приложения усилия обезвешивания применительно к конкретному объекту. Технический результат заключается в упрощении конструкции, возможности имитации невесомости для подвижных элементов трансформируемых механизмов с большим количество точек приложения усилий обезвешивания к подвижным элементам. 3 ил.

Изобретение относится к области космической техники. Устройство для тепловакуумных испытаний содержит стационарный цилиндрический криогенный экран, расположенный в вакуумной камере, пространственно позиционируемый экран (ППКЭ) с размероизменяемым кронштейном и приводом трехмерной дислокации. Способ тепловакуумных испытаний характеризуется наличием дистанционно перемещаемого ППКЭ с пространственно изменяемой геометрией формы. ППКЭ обеспечивает вариантное, дифференцированное криостатирование отдельных элементов и узлов КА. Техническим результатом изобретения является повышение скорости выхода испытательной установки на режим, достижение более низких температур для локальных участков испытываемого аппарата. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для автономной коллокации на геостационарной орбите. Переводят векторы наклонения и эксцентриситета на границы разнесенных относительно друг друга областей прицеливания, измеряют параметры орбиты каждого космического аппарата (КА), определяют текущие значения орбитальных параметров каждого КА, приводят КА с самоколлокацией (КАСК) в заданную область удержания по широте (наклонению) и долготе, выявляют стратегию управления движением центра масс смежного КА, уточняют положение центра области прицеливания по наклонению смежного КА, проводят коррекции наклонения вектора наклонения орбиты КАСК в фазовой плоскости с учетом сезона (текущего прямого восхождения Солнца), линии узлов орбиты смежного КА и центра, корректируют с помощью двигателей малой тяги период обращения, наклонения и эксцентриситета орбиты, или уклонения в случае опасного сближения КА. Изобретение позволяет исключить радиопомехи и обеспечивать коллокацию с помощью только центра управления КАСК. 4 ил.

Изобретение относится к управлению движением группы (кластера) космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников Земли. Согласно способу линии узлов и линии апсид орбит мониторингового КА (МКА) и смежных КА (СКА) поддерживают ортогональными. Сумма эксцентриситетов орбит должна составлять ~ 0,0004, а наклонение орбиты МКА относительно орбиты СКА - не менее (14-15) угл. с. С этой целью проводят регулярные коррекции для удержания концов (фазовых) векторов наклонения и эксцентриситета в требуемых областях прицеливания. Кроме того, корректируют долготы (периоды обращения) так, чтобы начало осей координат (отклонениий вдоль орбиты и по радиусу-вектору) совпадало в заданных пределах с центром эллипса дистанцирования от СКА. Переопределяют центры областей прицеливания при корректировке стратегии управления движением центра масс СКА. При снижении уровня приема на МКА излучения антенн, установленных на СКА, переходят в режим приема информации для СКА с наземных антенн. В случае уверенного приема на МКА сигналов указанных антенн СКА в течение 12 ч осуществляют непосредственный круглосуточный мониторинг СКА двумя МКА. Данные МКА установлены на диаметрально противоположных сторонах указанного эллипса дистанцирования. Техническим результатом изобретения является удержание КА на рабочей позиции без помех другим КА и мониторингу СКА. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к управлению движением геостационарных космических аппаратов (КА) в периоды резервирования и оперативного ввода в эксплуатацию. На этапе пассивного дрейфа КА из стартовой позиции резервирования (СПР) в рабочую орбитальную позицию (точку «стояния») минимизируют энергозатраты бортовых систем КА. Для этого расстояние между СПР и точкой «стояния» выбирается с учетом гарантированного срока невостребованности выводимого КА и времени приведения КА на СПР. КА переводят в дежурный режим и затем в режим аппаратной закрутки. По окончании резервирования КА выводят из режима закрутки. Техническим результатом изобретения является экономия рабочего тела системы коррекции и сокращение времени замены отработавшего КА новым до технического минимума, определяемого погрешностью определения срока невостребованности КА. 1 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с помощью реактивного двигателя коррекции (ДК). Способ включает приложение к КА тестового и корректирующего воздействий. При каждом из них определяют темпы нагрева стенки камеры сгорания ДК. По тестовым данным (тяге и темпу нагрева) находят коэффициент трансформации. Тягу ДК рассчитывают, умножая этот коэффициент на темп нагрева при корректирующем воздействии. По результатам отработки планов коррекций получают набор достоверных значений ускорений для дальнейшей работы с КА. Техническим результатом изобретения является повышение качества удержания (в т.ч. надежности и оперативности коррекции) КА в заданной области, в частности на геостационарной орбите.

При термовакуумных испытаниях термокаталитических двигателей в составе космического аппарата на камеру термокаталитического разложения рабочего тела с соплом устанавливают герметичную заглушку, магистраль межблочного трубопровода через проверочную горловину и технологическую магистраль сообщают со стендовым средством вакуумирования, мановакуумметром и газовым пультом, между которыми установлен вентиль. После завершения этапа испытаний космического аппарата с открытой крышкой вакуумной камеры подсоединяют цепи нагревателя двигателя к блоку управления. После установки крышки вакуумной камеры откачивают вакуумную камеру, контролируют формирование информации блоком управления по факту замыкания контактов сигнализатора давления, закрывают вентиль и вакуумируют магистраль межблочного трубопровода до уровня давления, меньшего уровня давления размыкания контактов сигнализатора давления. Подают команды на включение клапанов двигателя, контролируют формирование блоком управления информации по фактам включения источника питания соответствующих клапанов и размыкания контактов сигнализатора давления. Подают команды на включение нагревателя двигателя, контролируют формирование блоком управления информации по фактам включения источника питания нагревателя двигателя, работу термопары и нагревателя двигателя проверяют путем контроля темпа изменения температуры, соответствующего включению нагревателя двигателя. Отключают нагреватель двигателя и выдерживают паузу на остывание двигателя. Завершают вакуумирование магистрали межблочного трубопровода, открывают вентиль и подают от газового пульта в магистраль межблочного трубопровода технологический газ под давлением, достаточным для замыкания контактов сигнализатора давления. Затем проверяют формирование информации блоком управления по факту замыкания контактов сигнализатора давления. Подают команды на отключение клапанов двигателя и контролируют телеметрическую информацию, формируемую блоком управления по факту отключения источника питания соответствующих клапанов. Изобретение позволяет упростить схему испытаний термокаталитических двигателей, а также снизить их продолжительность. 3 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для постоянной устойчивой теле- и радиосвязи с участками Земли, находящимися вне зоны видимости одного спутника, с помощью системы связи, состоящей из двух унифицированных геостационарных спутников. Технический результат состоит в создании космической системы связи с географическими участками-антиподами, находящимися в разных условных полушариях относительно друг друга. Для этого ведомые спутники оборудуются аппаратурой радионавигации и системой навигации и управления движением, межспутниковую связь дополняют служебными двусторонними каналами связи, ведомые спутники располагают в зонах видимости адресных наземных пунктов связи, недоступных для ведущего спутника, управление ведомыми спутниками и контроль над их техническим состоянием производят посредством ведущего спутника, находящегося постоянно в зонах видимости хотя бы одного наземного командно-измерительного пункта и наземного пункта связи - антиподов адресным наземным пунктам связи. 1 ил.

Изобретение относится космической технике и может быть использовано в компоновке космического аппарата (КА). Устанавливают на внутренних поверхностях трехслойных сотовых панелей с встроенными тепловыми трубами и сдублированными циркуляционными коллекторами с жидким теплоносителем приборы модулей служебных систем и полезной нагрузки, устанавливают в составе модуля служебных систем две дополнительные нераскрываемые панели радиатора с встроенными жидкостными коллекторами с двухсторонним излучением, устанавливают за пределами панелей радиаторов аккумуляторные батареи, устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов с встроенными тепловыми трубами приборы с большой теплоемкостью и широким рабочим диапазоном температур, размещают баки с топливом системы коррекции внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели, другие приборы устанавливают на панелях с встроенными жидкостными коллекторами, устанавливают приборы модуля полезной нагрузки и жидкостные коллекторы на внутренних обшивках их панелей радиаторов с встроенными тепловыми трубами и встроенными жидкостными коллекторами, выполняют замкнутые сдублированные жидкостные контуры по параллельной схеме соединения жидкостных коллекторов. Изобретение позволяет эксплуатировать КА при изменении в узком диапазоне рабочих температур приборов. 8 ил.

Изобретение относится преимущественно к наземным испытаниям и отработке системы терморегулирования (СТР) космического аппарата. Согласно изобретению, заблаговременно определяют недостающее количество теплоносителя в системе, состоящей из имитатора СТР и модуля полезной нагрузки (ПН). Для этого периодически перед испытаниями модуля ПН измеряют температуру теплоносителя в жидкостных трактах указанных имитатора и модуля. При средней измеренной температуре, меньшей температуры заправки имитатора теплоносителем и газом, измеряют давление газа в газовой полости компенсатора объема имитатора СТР. Сравнивают это давление с минимально допустимым, определяемым по некоторому соотношению. Если измеренное давление меньше минимально допустимого, то дополняют жидкостный тракт имитатора недостающим количеством теплоносителя из отдельного малогабаритного компенсационного устройства. Техническим результатом изобретения является повышение надежности эксплуатации имитатора СТР в течение длительного времени. 6 ил.

Изобретение относится к тепловому проектированию преимущественно геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой порядка 4,5-5,5 кВт. Спутник выполняют из двух модулей: модуля полезной нагрузки (ПН) и модуля служебных систем (СС). Приборы модуля СС и часть приборов модуля ПН устанавливают на внутренних поверхностях взаимно противоположных сотовых панелей "+Z" и "-Z". Последние выполняют функции радиаторов и включают в себя тепловые трубы, параллельные осям +Y, -Y спутника. Другие приборы модуля ПН размещают на сотовой панели, перпендикулярной панелям "+Z" и "-Z". Приборы модуля СС с наиболее узким температурным диапазоном устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z". Приборы с большой теплоемкостью и широким температурным диапазоном размещают внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели. Прочие приборы устанавливают на панели "+Х" и внутренней панели с встроенными жидкостными коллекторами. Элементы замкнутых дублированных жидкостных контуров соединяют с электронасосным агрегатом системы терморегулирования по определенной последовательной схеме. Технический результат изобретения направлен на уменьшение массы и упрощение технологии изготовления спутников данного класса. 8 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР содержит два независимых, одинаковых по составу, бортовых циркуляционных тракта с теплоносителем, которые размещены рядом друг с другом в сотовых панелях (или на них). Каждый из трактов содержит входной и выходной гидроразъемы для соединения с гидроразъемами съемного блока СТР. В последнем установлен жидкостно-жидкостный теплообменник с хладопроизводительностью, превышающей ее требуемую величину для одного тракта не менее чем в 2,1-2,2 раза. При электрических испытаниях КА съемный блок подключен к одному из циркуляционных трактов согласно программе испытаний КА. Одновременно другой тракт закольцован жидкостным трактом, имеющим такое же гидравлическое сопротивление, как у жидкостного тракта съемного блока. Технический результат изобретения состоит в упрощении конструкции съемного блока СТР, уменьшении его габаритов и массы, что упрощает монтаж и демонтаж съемного блока на борту КА. 3 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) мощных телекоммуникационных спутников, содержащим многочисленные (до 10) вертикально расположенные последовательно соединенные длинноразмерные (~3-6 м) коллекторы. Согласно изобретению, жидкостный контур СТР для наземных испытаний заправляют жидким теплоносителем, в частности растворителем. Затем этот теплоноситель сливают продувкой воздухом до его полного удаления перед вакуумной сушкой. Последняя предшествует заправке СТР штатным теплоносителем. При этом первоначально продувают весь жидкостный тракт, минуя (с помощью клапана-регулятора байпасной линии) указанные вертикально расположенные коллекторы панелей радиаторов. Продувку данных коллекторов осуществляют в последнюю очередь (переводя клапан-регулятор в другое положение). Техническим результатом изобретения является повышение технологичности СТР и сокращение времени продувки при сливе теплоносителя. 3 ил.

Изобретение относится к оборудованию и к способу изготовления крупногабаритных изделий из композиционных материалов, в частности к установкам для нагрева и полимеризации, используемым в производстве изделий из композиционных материалов, полимеризуемых на оснастке из инвара. Термокамера содержит корпус с установленным внутри него узлом нагрева, вентиляторы. Внутри корпуса расположена оснастка из инвара и созданы четыре канала для прохождения воздуха вблизи боковых стенок корпуса; на оснастке и в каналах расположены датчики температуры, узел нагрева состоит из четырех блоков нагревателей (по одному на каждый канал); один из каналов расположен под оснасткой и соединен с радиальным вентилятором; три других канала согласованы с вентилятором, находящимся в секции с отверстием в центральной части стенки торца термокамеры. Изделие помещают в термокамеру и располагают на оснастке; устанавливают требуемые для данного изделия технологические параметры, для создания тепловых потоков используют четыре канала. Осуществляют пошаговый набор температуры. Нагревание воздуха производят от четырех блоков нагревателей. Конструкция термокамеры и способ ее работы позволяет разместить крупногабаритную массивную оснастку из инвара с расположенной на ней полимеризуемой деталью и произвести программируемый нагрев (полимеризацию) с высокой равномерностью. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к конструкциям, предназначенным для герметизации соединения составных частей устройств, предпочтительнее стыка основания и крышки контейнера для транспортирования космических аппаратов. Узел содержит основание, крышку и уплотнитель, расположенный между ними по периметру плоскости стыка крышки с основанием. Уплотнитель состоит из основного монолитного уплотнителя и дополнительного полого уплотнителя. Каждый из уплотнителей установлен в свой паз. Дополнительный уплотнитель в ненагруженном состоянии имеет размер от плоскости стыка основания больший по сравнению с основным уплотнителем на величину не менее величины сжатия основного уплотнителя под заданной для него нагрузкой. Изобретение обеспечивает повышение уровня герметизации и простоту изготовления узла. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов. Ёмкость изготавливают с тремя отверстиями для отвода пара, основное отверстие выполняют с центром, через который проходит центральная ось емкости, параллельная продольной оси спутника, направленная в сторону центра масс спутника, два дополнительных отверстия выполняют с центрами, через которые проходит другая параллельная ось емкости, параллельная оси спутника, направленная по направлению полета его. Ёмкость устанавливают на максимально возможном удалении от центра масс спутника по направлению, параллельному указанной продольной оси спутника, при этом центральную ось емкости, параллельную продольной оси спутника, располагают с минимально возможным отклонением от нее, одновременно обеспечивая, чтобы вторая центральная ось емкости, перпендикулярная ей, была параллельна оси аппарата, направленной по направлению полета спутника по орбите. Три отверстия для отвода паров установленной на борту ёмкости через электроклапаны соединяют с редуктором. Изобретение позволяет снизить массу и энергопотребление КА. 3 ил.

Изобретение относится к измерительным приборам космического аппарата (КА) и может использоваться для высокоточного определения малого приращения скорости поступательного движения КА. Измеритель имеет полый шарообразный корпус (1), на внешней поверхности которого находятся электромагниты (2). На внутренней поверхности корпуса (1) расположена сеть адресных фотоприемников, а внутри корпуса - инерционная масса (5). Электромагнитный подвес массы (5) выполнен в виде встроенных электромагнитов (6), взаимодействующих с электромагнитами (2). Датчик положения массы (5) представляет собой оптрон из трех оптопар. В оптопарах излучателями служат светодиоды внутри массы (5) с оптическими осями (27). Излучение вдоль этих осей попадает на указанные фотоприемники корпуса. Светодиоды питаются от аккумулятора гелиевого типа, встроенного в массу (5). Он заряжается от токов в обмотках электромагнитов (6). Режимы работы устройства задаются оператором (10) через блок контроля и управления (7) с программным обеспечением (9). Питание осуществляется от источника (8). Технический результат изобретения состоит в создании высокоточного (погрешность менее 6 %) прибора для измерения приращений скорости при действии ускорений негравитационной природы порядка (10-6-10-10) м/с2. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к терморегулирующим материалам, эксплуатирующимся в составе космической техники, в частности в качестве внешнего слоя экранно-вакуумной теплоизоляции на наружных поверхностях космических аппаратов (КА) с электрическим заземлением на корпус КА или в качестве терморегулирующего покрытия класса "солнечный отражатель" при нанесении его с помощью клеевого электропроводного слоя на наружные поверхности КА. Многофункциональный композиционный материал состоит из листов прозрачного диэлектрического материала подложки с электропроводным покрытием на внешней поверхности и с отражающим слоем на тыльной стороне подложки. Электропроводный отражающий слой выполнен в виде пленки металла с высокой отражательной способностью в интервале длин волн 0,3-2,4 мкм. Электропроводное покрытие выполнено прозрачным в диапазоне длин волн более 0,7-1 мкм, с высоким коэффициентом отражения в диапазоне длин волн менее 0,6 мкм, обладающим удельным поверхностным сопротивлением электропроводного покрытия в диапазоне от 5 кОм/см2 до 5×105 кОм/см2. Электропроводное покрытие содержит не менее 3-х слоев, один из которых электропроводный светоотражающий слой, второй - дополнительный электропроводный слой, обеспечивающий требуемую электропроводность покрытия, и защитный слой. На тыльной стороне подложки выполнен защитный слой. Все слои материала выполнены радиационно-стойкими. Достигается повышение эффективности, надежности, стойкости к внешним воздействиям, повышение срока эксплуатации материала. 4 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных геостационарных телекоммуникационных спутников с длительным сроком эксплуатации. Контур СТР с двухфазным теплоносителем (аммиаком) содержит гидронасос, коллекторы приборных и радиаторных панелей, аккумулятор. В корпусе аккумулятора имеются зоны паров теплоносителя и жидкой фазы теплоносителя. Последняя из этих зон сообщена с линией тракта, направленной к входу гидронасоса. Данная линия сообщена соединительным трубопроводом через регулируемый дроссель с корпусом аккумулятора. Дроссель служит для регулирования температуры и давления теплоносителя в корпусе аккумулятора. Через него в центральную зону корпуса поступает около 10% расхода жидкого теплоносителя. Для отделения жидкой фазы от пузырей нерастворенного газа (если они образуются) участок на выходе указанного соединительного трубопровода выполнен в виде половины петли с некоторым радиусом. Сечение данного участка имеет прямоугольную форму, причем длинная его сторона расположена в плоскости, перпендикулярной направлению движения теплоносителя. Технический результат изобретения состоит в уменьшении допустимых утечек теплоносителя из контура СТР в дежурном режиме эксплуатации КА на орбите и, следовательно, в уменьшении бортового запаса теплоносителя. 2 ил.

Изобретение относится к антенной технике, в частности к рупорным излучателям, входящим в состав антенн космического аппарата, а также к способам их изготовления, и к способам соединения деталей, охватывающих одна другую, с помощью клея, когда одна деталь изготовлена из композиционного материала, а другая - из металла. Рупорный излучатель конструктивно выполнен в виде сборочной единицы, состоящей из двух деталей: трубы с раструбом и воротникового фланца, соединенных с помощью клея так, что торцевая поверхность трубы принадлежит посадочной поверхности фланца, при этом на фланце имеются радиальные сквозные прорези с наружной и с внутренней сторон, а также прорези на воротнике фланца. Способ соединения деталей, при котором одна деталь охватывает другую, характеризуется тем, что в месте соединения на охватывающей детали - фланце, устанавливают бандаж из нитей, пропитанных клеем, при этом нить наматывают с натяжением, а на фланце выполняют прорези. Техническим результатом является повышение технологичности изготовления и повышение прочности в условиях знакопеременных температур. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к способу получения термопластичной эластомерной композиции на основе полиэтилена и хлорсульфированного полиэтилена, применяемой при изготовлении различных эластичных резинотехнических изделий методами экструзии, литья под давлением и выдувного формования. Способ осуществляют путем динамического смешения полиэтилена с хлорсульфированным полиэтиленом в присутствии вулканизующей системы, в состав которой входит оксид магния, смесь органических кислот и смесь ускорителей серной вулканизации группы тиазолов. При этом на стадии динамического смешения полимеров сначала вводят оксид магния, после чего для проведения динамической вулканизации добавляют смесь органических кислот в комбинации со смесью ускорителей серной вулканизации. Полученная по изобретению композиция обладает повышенной устойчивостью к действию агрессивных сред, маслобензостойкостью и морозостойкостью, при сохранении устойчивости к озону и атмосфере. 2 з.п. ф-лы, 2 табл., 7 пр.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции орбитального движения космического аппарата (КА). На КА прикладывают тестовое и корректирующее воздействие путем включения двигателей коррекции (ДК), проводят траекторные изменения, определяют параметры движения центра масс КА, рассчитывают коррекцию, формируют командно-программную информацию с начальными условиями движения, планом коррекции и управляющими ускорениями, засылают массивы на борт КА для дальнейшей работы. Изобретение позволяет с высокой точностью определять управляющие ускорения, повысить точность удержания геостационарного КА, увеличить срок управления центром масс КА в неавтономном режиме. 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для высокоточного определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА). Проводят коррекции параметров орбитального движения КА и засылают на борт КА. Параллельно слежению за работой двигателя коррекции на каждом шаге коррекций фиксируют начало и окончание свободного движения на борту КА инерционной массы в имеющей сферическую форму замкнутой емкости и управляющее ускорение определяют из уравнения равноускоренного движения без начальной скорости по заранее известному пути в этой емкости с помощью акселерометра высокой точности определения линейного ускоряющего воздействия в условиях невесомости. Инерционная масса представляет собой магнитовосприимчивый шарик. Изобретение позволяет повысить точность расчета управляющих ускорений, сузить области удержания КА и повысить качество коллокации. 1 ил.

 


Наверх