Патенты автора Колесников Анатолий Петрович (RU)

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно с холодопроизводительностью 16-18 кВт, для телекоммуникационных спутников c суммарным энергопотреблением 25-30 кВт. СТР содержит жидкостный контур (ЖК) теплоносителя, снабженный электронасосным агрегатом (ЭНА). Штатную заправку ЖК деаэрированным теплоносителем, без установленного ЭНА, производят в воздушной среде цеха с механическими загрязнениями размером до 50 мкм. ЭНА включает в свой состав гидравлические разъемы на входе и выходе, а также фильтр тонкой очистки от загрязнений размером 5 мкм и более. Жидкостный тракт ЭНА заправляют на доработанном участке цеха, в воздушной среде с загрязнениями размером не более 5 мкм, а затем устанавливают ЭНА в ЖК с помощью гидравлических разъемов ЭНА и ЖК, а также гибкого трубопровода ЖК. Технический результат состоит в обеспечении высокой надежности функционирования СТР при ее длительной (10-15 лет) эксплуатации в составе спутников c указанным энергопотреблением. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к электромеханическим устройствам космических аппаратов (КА), в частности электронасосным агрегатам (ЭНА), электроприводам антенн и т.д., преимущественно телекоммуникационных спутников, которые должны безотказно функционировать в течение не менее 15 лет в условиях эксплуатации КА на орбите. Способ обеспечения качества изготовления электромеханического устройства космического аппарата заключается в том, что контроль качества термообработки осуществляют в несколько этапов. При каждом контроле и перед штатной установкой ротор предварительно устанавливают в полость экранирующей гильзы статора с возможностью свободного извлечения ротора из неё, после этого электропривод прикрепляют к технологической подставке, прикладывают к концу вала постепенно увеличивающееся усилие до момента извлечения ротора из полости экранирующей гильзы статора и фиксируют измеренную максимальную величину силы в процессе извлечения ротора. Затем определяют величину суммарной нормальной силы, которая действовала на поверхностях наружных обойм подшипников в процессе извлечения ротора, и величину допустимой суммарной нормальной силы на поверхностях наружных обойм подшипников в процессе извлечения ротора в случае качественной термообработки экранирующей гильзы статора и по результатам сравнения вышеуказанных величин нормальных сил судят о качестве изготовления электропривода электромеханического устройства. Достигается повышение качества изготовления электромеханических устройств. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к эксплуатации космических аппаратов (КА) повышенной мощности, например телекоммуникационных ИСЗ c ретранслятором, установленным в приборном отсеке, имеющем вентиляционные отверстия и активную систему терморегулирования (СТР). Согласно способу, при разгерметизации работающего основного жидкостного контура (ЖК) СТР немедленно выключают ретранслятор КА, после этого – указанный ЖК, а затем задействуют резервный ЖК. Ретранслятор включают в работу, если расчетное давление в приборном отсеке после истечения запаса компенсирующего объёма теплоносителя из жидкостной полости компенсатора объема основного ЖК установится меньше допустимого для приборов ретранслятора. В противном случае эти приборы включают в работу после прогнозируемого полного истечения теплоносителя из основного ЖК. Техническим результатом является исключение отказа ретранслятора КА в случае разгерметизации основного ЖК СТР. 5 ил.
Изобретение относится к области космического машиностроения и может быть использовано при изготовлении гибких, плоских, гибко-плоских электронагревателей (ЭН) космических аппаратов (КА). Технический результат - создание ЭН с увеличенным КПД для условий штатной работы в составе КА негерметичного конструктивного исполнения (в условиях открытого космоса, в вакууме). Достигается тем, что в конструкцию ЭН в качестве покрывного слоя устанавливают дополнительный слой материала, непрозрачного для инфракрасного излучения и имеющего малый коэффициент черноты, который отражает тепловое (инфракрасное) излучение ЭН, направленное в верхнюю полусферу, и направляет инфракрасное излучение в нижнюю полусферу. В качестве отражающего слоя можно использовать алюминиевую фольгу или/и полимерные материалы, пленки, стеклоткань с коэффициентом черноты менее 0,6. 6 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования. Система терморегулирования космического аппарата содержит два сдублированных одинаковых жидкостных контура. В каждом жидкостном контуре установлен терморегулятор расхода теплоносителя прямого действия. Он имеет один вход и два выхода, первый выход соединен с жидкостным трактом на входе в радиатор, а второй выход - с жидкостным трактом на выходе из радиатора. В жидкостном тракте между первым выходом терморегулятора и входом в радиатор установлен первый дополнительный вентиль. Участок жидкостного тракта, находящийся между первым выходом терморегулятора и входом в первый дополнительный вентиль, соединен через второй дополнительный вентиль с жидкостным трактом, соединяющим второй выход терморегулятора с выходом радиатора. Достигается улучшение массовых характеристик. Достигается улучшение работоспособности. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к наземным испытаниям космических систем. Способ испытания системы терморегулирования космического аппарата включает следующие действия. Заполнение трактов системы жидким теплоносителем. Отстыковка компенсационного устройства. Соединение жидкостного контура с жидкостным контуром модуля служебных систем со штатным компенсатором объема. Причем из жидкостной полости компенсатора объема слита доза теплоносителя. При этом из жидкой полости компенсационного устройства при заправке сливают дозу теплоносителя, определяемую по заданному соотношению, учитывающему объем компенсационного устройства и максимальное объемное расширение теплоносителя в жидкостных трактах. Достигается повышение надежности. 8 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 области машиностроения, в частности к системе терморегулирования космического аппарата. Способ диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата включает периодический контроль работы системы в условиях эксплуатации. Проводятся периодические телеметрические измерения в процессе эксплуатации температуры компенсатора объема и температуры других участков жидкостного контура. При каждом контроле определяют суммарную продолжительность непрерывного повышения температуры компенсатора объема от момента включения в работу электрообогревателя до выключения его в рабочем допустимом диапазоне температур. Сравнивают вышеуказанную суммарную продолжительность с аналогичной продолжительностью, полученной при наземных испытаниях. Судят о герметичности жидкостного контура системы терморегулирования на основании взаимного соответствия их с заданной нормой отличия. Достигается повышение работоспособности космического аппарата. 4 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 космической технике, а именно к способу диагностики и прогнозирования срока нормального функционирования КА. В способе для КА, содержащего емкость с рабочим газом, определяют эффективную площадь выходного сечения внезапно образовавшейся течи в результате внезапного механического ударного воздействия на гермоконтейнер метеорной или техногенной частицы; момент времени образования вышеназванной течи; момент времени, когда давление газа в гермоконтейнере уменьшится до минимального допустимого значения, обеспечивающего работоспособность КА. Техническим результатом изобретения является обеспечение достоверного определения величины площади выходного сечения внезапно образовавшейся течи, диагностики и прогнозирования достоверного срока нормального функционирования КА и принятия своевременного решения о переводе КА со стационарной (рабочей) орбиты на орбиту захоронения. 2 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 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 системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР таких КА содержит одинаковые дублированные жидкостные контуры теплоносителя. Контуры включают в себя рядом расположенные жидкостные тракты и снабжены гидронасосами с близкими расходно-напорными характеристиками. Схема соединения жидкостных трактов с гидронасосами выполнена так, что направления движения теплоносителя в рядом расположенных жидкостных трактах взаимно противоположны. Технический результат изобретения состоит в уменьшении суммарного нескомпенсированного кинетического момента от работающей СТР и обеспечении, тем самым, снижения затрат массы рабочего тела системы ориентации и стабилизации КА. 6 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 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 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 системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных телекоммуникационных спутников. СТР содержит замкнутый циркуляционный контур с теплоносителем. Контур образован жидкостными трактами электронасосного агрегата, коллекторов панелей радиаторов, приборных панелей и соединительных трубопроводов. Часть контура выполнена по параллельной схеме соединения жидкостных трактов, имеющей две параллельные ветви с различной длиной. В ветви с меньшей длиной часть участков соединительных трубопроводов выполнена с уменьшенным внутренним диаметром. Суммарная длина этих участков рассчитывается по определенной математической формуле. Технический результат изобретения состоит в снижении относительной массы СТР и повышении надежности ее работы при эксплуатации на орбите. 3 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных спутников. СТР включает в себя замкнутый жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем. Контур содержит такие элементы, как электронасосный агрегат, гидроаккумулятор, коллекторы приборных панелей и панелей радиаторов. Указанные элементы сообщены между собой участками соединительных трубопроводов, проходные входные и выходные сечения которых те же, что и соответствующие им сечения данных элементов. Часть участков соединительных трубопроводов выполнена с одинаковым номинальным эквивалентным внутренним диаметром, меньшим, чем диаметры остальных частей, и с суммарной длиной, удовлетворяющей определенному соотношению. Технический результат изобретения состоит в уменьшении нескомпенсированного кинетического момента от работающей СТР и, следовательно, в снижении массовых затрат рабочего тела системы ориентации и стабилизации КА. 1 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к созданию и эксплуатации систем терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к созданию и отработке систем терморегулирования космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к наземному моделированию работы систем терморегулирования, преимущественно телекоммуникационных спутников, снабженных дублированными жидкостными контурами

Изобретение относится к технологии изготовления и испытаний элементов систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к технологии сборки жидкостных контуров систем терморегулирования, в частности телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к системам терморегулирования, преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к космической технике

Изобретение относится к космической технике, в частности к развертываемым (раскрываемым) крупногабаритным рефлекторам, зеркальный отражатель (параболоид вращения) которых, например, имеет диаметр 12 м

Изобретение относится к космической технике, в частности к технологии изготовления термостатируемых трехслойных сотовых панелей с встроенными в них тепловыми трубами

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА)

Изобретение относится к испытаниям систем терморегулирования, преимущественно телекоммуникационных спутников, с гидроаккумуляторами, газовая полость которых заправлена двухфазным рабочим телом и отделена от жидкостной полости сильфоном

Изобретение относится к наземным испытаниям систем терморегулирования космических аппаратов

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов, в жидкостном тракте которых применяется гидроаккумулятор с герметизированной газовой полостью, заправленной двухфазным рабочим телом

Изобретение относится к космической технике, в частности к способам заправки теплоносителем гидромагистралей систем терморегулирования телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к космической технике, в частности к способам и устройствам заправки теплоносителем гидромагистралей систем терморегулирования телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разработке систем терморегулирования (СТР) систем телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к области космической техники, в частности - к мощным геостационарным телекоммуникационным спутникам

 


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