Патенты автора Зайцев Сергей Эдуардович (RU)
Изобретение относится к наземным испытаниям космических аппаратов (КА), корпус которых выполнен с боковыми гранями из сотопанелей (СП), содержащих аксиальные (вертикальные) и горизонтальные коллекторные тепловые трубы. На СП установлены тепловые эквиваленты или штатные приборы КА. В первом режиме в нижних зонах СП включают стендовые нагреватели с суммарным тепловыделением (ТВ), равным штатному ТВ приборов соответствующих СП. При этом приборы не включают. Во втором режиме увеличивают мощность нагревателей СП до двойного суммарного ТВ приборов этих СП. Одновременно задействуют стендовые охладители для поглощения ТВ стендовых нагревателей. Регулируя нагрузки нагревателей и охладителей, добиваются совпадения значений средних температур СП в обоих режимах. Затем включают установленные на СП приборы со штатным ТВ и одновременно снижают ТВ стендовых нагревателей до штатного ТВ приборов. Указанное управление подводом и отводом тепла от СП позволяет стабилизировать работу аксиальных тепловых труб в условиях гравитации. Технический результат заключается в обеспечении необходимой достоверности испытаний КА при одновременном снижении затрат на их проведение. 2 ил.
Способ компоновки космического аппарата // 2682891
Изобретение относится к космической технике и может использоваться при проектировании автоматических космических аппаратов (КА) для эксплуатации на околоземных орбитах с негерметичными приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей (СП) с применением тепловых труб (ТТ). В способе компоновки КА модули полезной нагрузки (ПН) и космической платформы выполняют в виде не сопряженных теплообменом прямоугольных параллелепипедов, боковые грани которых образованы вертикальными СП с продольно расположенными по высоте встроенными ТТ. Коллекторные ТТ устанавливают горизонтально на внутренней стороне боковых СП, перпендикулярно к встроенным ТТ. Наиболее теплонапряженные приборы в модуле ПН размещают на внешней поверхности торцевой панели. На каждой половине внутренней поверхности торцевой панели устанавливают связующие Г-образные нерегулируемые ТТ. На зоны конденсации связующих Г-образных ТТ устанавливают электронагреватели. На части внешних поверхностей СП модулей ПН и космической платформы устанавливают теплоизоляцию с вырезами в зонах размещения внешних агрегатов, на другой части наносят терморегулирующее покрытие. Техническим результатом изобретения является оптимизация компоновки КА с уменьшенными массогабаритными характеристиками. 3 ил.
Изобретение относится к эксплуатации группировки, преимущественно автоматических космических аппаратов (КА). Согласно способу комплектуют на Земле целевой КА, предназначенный для замещения неработающего КА (НКА), и сервисный КА. Выводят ракетой-носителем и разгонным блоком указанные КА на орбиту НКА, размещая их в окрестности рабочей точки этой орбиты и поддерживая информационную связь между ними. Отделяют сервисный КА, определяют параметры вращения НКА с помощью аппаратуры наблюдения сервисного и/или целевого КА, захватывают НКА и уводят с орбиты средствами сервисного КА. При переводе НКА на более низкую орбиту сервисный и целевой КА при их выведении размещают перед НКА, а при переводе НКА на более высокую орбиту - позади НКА. Техническим результатом является повышение эффективности совместного решения задач поддержания состава орбитальной группировки и удаления космического мусора (НКА известной конструкции). 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Использование: в области электротехники. Технический результат – повышение надежности системы электропитания (СЭП), обеспечение живучести и длительной эксплуатации космического аппарата (КА). В автономной СЭП с АБ, выполненными на основе никельметаллгидридных (НМГ) аккумуляторов, управляют введенным единым устройством управления постоянно всеми НМГ АБ без их отключения; определяют оптимальный коэффициент перезаряда АБ в зависимости от сигналов срабатывания датчиков давления (ДД) в АБ в течение заданного количества циклов по командам бортовой вычислительной системы (БВС) КА. Запрещают и разрешают работу регуляторов заряда в зависимости от разности температур между температурой одного из аккумуляторов и температурой основания АБ. Для устранения накапливающейся ошибки в показаниях фактической емкости АБ запрещают работу регуляторов заряда по сигналам счетчика ампер-часов при отсутствии сигналов срабатывания ДД в АБ в течение заданного количества циклов по командам БВС КА. Запрещают работу регуляторов заряда при получении сигналов о превышении заданного давления от ДД. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Система ориентации КА с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК) содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), программный модуль управления (ПМУ), одиннадцать сумматоров, три модуля усиления (МУ), пять интеграторов, четыре модуля компенсации взаимовлияния каналов (МКВК), косинусный преобразователь (КП), синусный преобразователь (СП), два ключа. В установившемся режиме ориентации измеряют разности сигналов ПОЗ и выходных сигналов БОГК в каналах крена и тангажа, корректируют показания БИУС в каналах крена и курса, тангажа, поворачивают КА по курсу на девяносто градусов с замещением канала гирокомпасирования крена на канал гирокомпасирования тангажа, продолжают ориентированный орбитальный полет, вводят в сигнал коррекции в канале тангажа сигнал автокомпенсации ошибок ПОЗ по тангажу, вычисляют сигнал коррекции БОГК в канале тангажа, дожидаются завершения переходных процессов в контуре ориентации, запоминают накопленное значение сигнала автокомпенсации в канале тангажа и отключают его накопление, выполняют обратный поворот КА по курсу, производят обратное замещение каналов крена и тангажа БОГК, вводят в канал коррекции БОГК по тангажу значение сигнала автокомпенсации в качестве поправки на детерминированную ошибку ориентации БОГК в канале тангажа, вычисляют сигнал коррекции в канале тангажа, вводят в разностный сигнал для каналов крена и курса сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ по крену, вычисляют новый сигнал коррекции БОГК в каналах крена и курса. Изобретение позволяет компенсировать ошибки ориентации КА относительно орбитальной системы координат. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2579374
Изобретение относится к бортовым системам электропитания (СЭП), преимущественно низкоорбитальных космических аппаратов (КА) с трехосной ориентацией. СЭП содержит панели солнечной батареи с устройством изменения их ориентации, размещенные с внешней стороны боковых сотопанелей приборного контейнера. В боковые, верхнюю и нижнюю сотопанели контейнера встроены тепловые трубы. СЭП также содержит четыре одинаковых подсистемы электропитания: две рабочих и две резервных. Каждая подсистема установлена на одной из внутренних поверхностей боковых сотопанелей и включает в себя аккумуляторную батарею с зарядным и разрядным устройством. Единый модуль двух таких устройств соседних подсистем установлен на одну боковую сотопанель. Часть внешней поверхности боковых сотопанелей имеет терморегулирующее покрытие с и , а на остальную часть нанесена теплоизоляция. Все сотопанели соединены коллекторными тепловыми трубами с электронагревателями. Технический результат изобретения заключается в оптимизации компоновки СЭП на КА, снижении массы и улучшении термостабилизации основных узлов СЭП. 3 ил.
Изобретение относится к управлению работой систем обеспечения теплового режима (СОТР) автоматических космических аппаратов (КА) на околоземных орбитах. Способ состоит в том, что при штатном теплонагружении КА обеспечение температур сотопанелей (СП) осуществляют пассивными средствами на уровне номинального значения допустимых температур приборов, установленных на этих СП. При пониженном теплонагружении КА температуру СП регулируют электронагревателями (ЭН) в диапазоне температур от предельного нижнего до номинального значения. Данный диапазон разбивают на два или более интервалов, включающих, как минимум, один интервал нижней границы и один интервал верхней границы диапазона. При дефиците электроэнергии на борту КА температуру СП поддерживают с помощью ЭН в заданном интервале нижней границы, а при наличии электроэнергии - в заданном интервале верхней границы. Мощность каждого ЭН не превышает штатного энерговыделения приборов соответствующих СП. Техническим результатом изобретения является улучшение термостабилизации установленных на СП приборов с одновременным повышением надежности, уменьшением массы и энергопотребления СОТР. 1 з.п. ф-лы. 1 ил.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ // 2520811
Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2). Тепло от приборов (2) посредством коллекторных тепловых труб (6) равномерно распределяется по СП. При этом также обеспечивается термостабилизация приборов. Значительное снижение тепловыделения приборов включает в работу электронагреватели на верхней СП (3). Этим обеспечивается через СП и тепловые трубы (6) допустимая температура приборов. Нижняя СП (4) ориентирована на Землю и является радиаторной. Верхняя и нижняя СП соединены двумя регулируемыми диагональными подкосами (8). На боковых гранях приборного контейнера без СП установлена (экранно-вакуумная) теплоизоляция (9). Последняя размещена на сетчатой конструкции, закрепленной на СП, с внутренней стороны панелей (1) солнечных батарей. Техническим результатом изобретения является снижение массы конструкции, улучшение технических и эксплуатационных характеристик мини- и микро КА. 3 ил.
Изобретения относятся к управлению угловым движением космических аппаратов (КА) и, в частности, к гироскопическим системам ориентации КА, снабженным аппаратурой наблюдения (АН) наземных объектов, на околокруговой орбите. При работе таких КА требуется исключение бокового сдвига изображения наземных объектов, например, в фокальной плоскости АН, вызванного суточным вращением Земли. Для этого КА разворачивают на путевой курсовой угол по закону косинуса с круговой частотой, равной орбитальной угловой скорости. Согласно предлагаемому способу одновременно с поворотом КА по курсу поворачивают КА на путевой угол крена по закону синуса с той же частотой. В результате приборная путевая плоскость, образованная осями крена и курса, оказывается повернутой относительно линии узлов орбиты на постоянный угол, равный амплитуде путевого угла. Поэтому в установившемся режиме энергия затрачивается не на повороты по курсу и крену, а лишь на угловую стабилизацию КА для противодействия внешним возмущающим воздействиям. Поворот визирной оси АН по крену относительно орбитальной системы координат в сторону наблюдаемых наземных объектов выполняют с учетом текущего программного угла поворота по крену. Предлагаемое устройство включает в себя приборное обеспечение для реализации описанного выше способа. Техническим результатом изобретений является исключение колебательного движения КА по курсу относительно плоскости орбитальной системы координат, а также запаздывания отработки программного угла курса и снижение тем самым расхода энергии, потребного для работы КА на орбите. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
Предлагаемое техническое решение относится к области космической техники и может быть использовано при создании гирокомпасной системы ориентации искусственного спутника Земли для околокруговой орбиты. Предложенное изобретение направлено на устранение влияния постоянной погрешности построителя местной вертикали (ПМВ) по крену и других погрешностей, действие которых эквивалентно погрешности ПМВ, на погрешности системы ориентации по крену и курсу без ухудшения динамики контуров коррекции системы. Заявленная гирокомпасная система ориентации искусственного спутника Земли содержит построитель местной вертикали по каналу крена, пять сумматоров, три усилительно-преобразующих устройства, блок датчиков угловых скоростей, три интегратора, три задатчика программной угловой скорости, блок формирования поправок по курсу и крену (БФП) и программно-временной задатчик режимов. Причем БФП выполнен в виде последовательно соединенных нормально разомкнутых контактов первого коммутатора, фильтра шумовых сигналов, например апериодического звена, цифрового арифметического устройства, масштабирующего устройства и нормально разомкнутых контактов второго коммутатора. 2 ил.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ // 2463219
Изобретение относится к космической технике и касается проектирования автоматических космических аппаратов (КА) для эксплуатации на околоземных орбитах с приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей с применением тепловых труб (ТТ)
