Патенты автора Фролов Игорь Владимирович (RU)

Изобретение относится к исследованию и эксплуатации электроракетных стационарных плазменных двигателей. В способе, включающем запуск двигателя, сравнение измеренных значений разрядного тока с верхним допустимым его значением, и в случае превышения предельного значения выключение двигателя с последующим его запуском. Перед запуском двигателя определяют диапазон превышения разрядным током своего допустимого значения определяют для каждого значения диапазона допустимый интервал времени пребывания двигателя под аномальной токовой нагрузкой и интервал времени защиты двигателя от аномальной токовой нагрузки, а в процессе работы двигателя, в случае превышения допустимого интервала времени пребывания двигателя под аномальной нагрузкой, производят его выключение с последующим включением через интервал времени защиты двигателя от аномальной токовой нагрузки. В случае соответствия допустимому интервалу времени пребывания двигателя под аномальной нагрузкой фиксируют частоту аномальных превышений на установленном интервале и при превышении допустимой частоты производят выключение двигателя с последующим его включением через интервал времени защиты двигателя, определенный для максимального измеренного значения разрядного тока на установленном интервале, также контролируют число выключений двигателя, вызванных превышением разрядным током допустимых значений, на всем интервале работы двигателя и в случае превышения допустимого числа выключений, после последнего выключения, превысившего допустимое число, прекращают последующее включение двигателя. Изобретение позволяет повысить отказоустойчивость электроракетных стационарных плазменных двигателей. 2 ил.

Изобретение относится к управлению полетом специализированных космических аппаратов (КА). Способ включает построение инерциальной солнечной ориентации КА системой силовых гироскопов, измерение векторов их кинетических моментов, поддержание данной ориентации с одновременной разгрузкой гироскопов. При этом на определённых участках орбиты проводят в определённом сочетании друг с другом операции закрутки КА, измерения и сравнения с предельно допустимым уровня заряда аккумуляторных батарей (АБ), контроля энергобаланса КА, разгрузки силовых гироскопов, зарядки АБ от солнечных батарей. Эти операции увязывают с процессами запланированной и незапланированной съемки поверхности Земли. Техническим результатом изобретения является повышение ресурса КА. 6 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к малым космическим модулям (КМ). КМ содержит силовой корпус блочного типа в виде скрепленных ребер правильной призмы с торцевыми панелями, имеющими вырезы для корпуса оптико-электронного модуля (ОЭМ) и для крепления блока реактивной двигательной установки (ДУ). Несущая конструкция корпуса призмы выполнена из n многослойных боковых сотовых панелей, где n=4, 6, 8 …, одни из которых - приборные, с проложенными внутри тепловыми трубами, а другие – корпусные. Боковые панели скреплены между собой по периметру в чередующейся последовательности. По периметру каждой боковой панели расположены каркасные уголки, скрепленные разъемными элементами. На внешней поверхности второй торцевой панели закреплена панель ДУ. Бак хранения топлива закреплен с помощью кронштейнов на панели ДУ со стороны внутренней плоскости и размещен в вырезе второй торцевой панели. На внешней плоскости первой торцевой панели установлены бленда ОЭМ, а также панели и кронштейны для оборудования радиолиний и электромагнитного исполнительного органа системы управления движением. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы КМ. 7 ил.

Изобретение относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА) с силовыми гироскопами (СГ) и солнечными батареями (СБ), установленными на взаимно противоположных сторонах КА. В момент отказа измерителя угловой скорости КА фиксируют суммарный вектор кинетич. момента КА и определяют угловую скорость прецессии осесимметричного КА. Далее управляют кинетич. моментом СГ для получения условий освещенности СБ. При этом разворачивают СБ вокруг их общей оси симметрии в противоположных направлениях на некоторые углы, определяют токи от каждой из СБ и ориентацию КА относительно направления на Солнце. Переводят КА в режим орбитальной угловой стабилизации, причём для гашения вращения по крену измеряют температуру «северной» и «южной» поверхностей КА. Техническим результатом изобретения является сохранение функциональности КА при потере его ориентации на Солнце в результате отказа измерителя угловой скорости. 4 ил.

Изобретение относится преимущественно к космическим аппаратам (КА) с малыми космическими модулями (КМ) для оптико-электронного наблюдения Земли. КМ включает в себя призматический силовой корпус блочного типа. На торцевой панели установлена одноразовая (для гашения остаточной угловой скорости КА с КМ) газореактивная двигательная установка. На части боковых панелей, свободной от приборов, установлены тяговые модули со стационарными электроракетными двигателями и блоками газораспределения. Все панели выполнены многослойными сотовыми. Каждый тяговый модуль установлен на кронштейнах, регулируемых относительно центра масс КА с КМ. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы топлива на борту КМ за счёт обеспечения возможности применения ракетных двигателей с более высоким удельным импульсом. 5 ил.

Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат включает в себя определение силы, действующей на рабочую поверхность от давления поглощённого и отражённого света. Также способ включает в себя определение момента времени формирования управляющих воздействий значения силы. На основании определённых данных производят построение ориентации космического аппарата. Формируют управляющее воздействие на космический аппарат с использованием силы светового давления на рабочую поверхность движителя до получения приращения скорости путём построения и поддержания требуемых ориентаций движителя на Солнце. Технический результат заключается в повышении эффективности формирования управляющих воздействий на космическом аппарате за счёт увеличения значения тяги движителя, получаемой в результате светового давления на рабочие поверхности крупногабаритных фазированных антенных решёток, установленных на аппарате. 5 ил.

Изобретение относится к управлению угловым движением космических аппаратов. Для разгрузки системы силовых гироскопов от накопленного кинетического момента используют токовые контуры фазированной антенной решетки (ФАР). По магнитным моментам этих контуров определяют суммарное значение магнитного момента ФАР в каждом режиме ее работы. Затем вычисляют разгрузочные моменты, создаваемые взаимодействием магнитных моментов ФАР с магнитным полем Земли. При выполнении условия разгрузки определяют подходящий режим работы ФАР с требуемым разгрузочным моментом и проводят разгрузку. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности разгрузки системы силовых гироскопов. 5 ил.

Изобретение относится к развертываемым крупногабаритным рефлекторам космических антенн и способу отработки его раскрытия и складывания при наземных испытаниях

Изобретение относится к области строительства, в частности к способам усиления железобетонных изделий

 


Наверх