Способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование и устройство для его осуществления



Способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование и устройство для его осуществления
Способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование и устройство для его осуществления
Способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование и устройство для его осуществления
Способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование и устройство для его осуществления
Способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование и устройство для его осуществления
Способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование и устройство для его осуществления
Способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование и устройство для его осуществления
Способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2516880:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (ФГУП "ГКНПЦ им. М.В. Хруничева") (RU)

Изобретение относится к наземным имитационным испытаниям космических аппаратов (КА), а именно многозвенных маложестких механических систем изделий космической техники. Устройство для обезвешивания многозвенной механической системы КА содержит закрепленные на КА поворотные секции, расположенные в плане над соответствующими звеньями механической системы и связанные с ними посредством регулируемых пружин обезвешивания, трансформируемую опорную конструкцию из горизонтальных несущих штанг с кронштейнами, поворотные секции. Наименее удаленная от КА несущая штанга закреплена на КА, а наиболее удаленная от КА несущая штанга посредством опорной стойки опирается на пол помещения. Трансформируемая опорная конструкция снабжена фиксаторами взаимного положения несущих штанг, несущие штанги снабжены Г-образными упорами, опирающимися на пол помещения, кронштейны размещены на несущих штангах с возможностью взаимодействия и фиксации с поворотными секциями в их наиболее удаленных от космического аппарата концах. КА с закрепленным на нем устройством для обезвешивания многозвенной механической системы устанавливают на место проведения испытаний, проводят установку и фиксацию необходимой конфигурации опорной трансформируемой конструкции в горизонтальной плоскости, последовательно фиксируют положения поворотных секций системы обезвешивания в горизонтальной плоскости. Изобретение позволяет повысить функциональные и эксплуатационные характеристики устройств для испытаний многозвенных маложестких механических систем изделий космической техники. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к способам испытаний на функционирование многозвенных маложестких механических систем изделий космической техники на функционирование, а более конкретно к способам испытаний на функционирование секционных складных панелей солнечных батарей космического аппарата.

Известен способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование, заключающийся в том, что поворот звеньев механической системы проводится при обезвешенном их положении путем крепления звеньев механической системы к поворотным секциям, закрепленным в верхней части космического аппарата и расположенным в плане над соответствующими звеньями механической системы и связанным с ними посредством регулируемых пружин обезвешивания (см., например, УДК. 629.7.08(075) В.Н.Блинов, Н.Н.Иванов, В.Н.Подзоров, Ю.Н.Сеченов, В.В.Шалай «Наземное технологическое оборудование для подготовки изделий ракетно-космической техники», г.Омск, издательство ОмГТУ, 2010 г. (стр.135-142).

Недостатком данного способа испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование является провисание поворотных секций (накапливающееся по мере удаления конкретной поворотной секции от космического аппарата) и соответственно нештатное отклонение от вертикали раскрываемых (поворачивающихся) звеньев механической системы (например, секций складных панелей солнечных батарей). Повышение же жесткости поворотных секций приводит к увеличению их массы и соответственно к увеличению нагрузки на космический аппарат и потребного усилия приводов раскрытия (поворота) звеньев механической системы космического аппарата.

Известен также способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование, реализованный в устройстве по патенту РФ №2299840 от 27.05.2007 г.

В данном способе испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование при раскрытии (повороте) отдельных звеньев механической системы космического аппарата поворачивающиеся совместно с ними поворотные секции, закрепленные в верхней части космического аппарата и связанные со звеньями механической системы посредством регулируемых пружин обезвешивания, взаимодействуют (опираются и крепятся) с несущими пилонами (кронштейнами), закрепленными на потолке помещения. Данное опирание поворотных секций на несущие пилоны (кронштейны) исключает провисание поворотных секций (накапливающееся по мере удаления конкретной поворотной секции от космического аппарата) и соответственно нештатное отклонение от вертикали раскрываемых (поворачивающихся) секций складных панелей солнечных батарей. Это приводит к уменьшению нагрузки на приводы раскрытия.

Недостатком данного способа испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование является то, что существует однозначная привязка места проведения испытаний, то есть устройство для реализации способа является стационарным устройством, что существенно ограничивает место его применения. На практике данное устройство, подразумевающее крепление несущих пилонов на потолке помещения, может быть использовано для проведения испытания механических систем космических аппаратов исключительно в заводских условиях. В ряде же случаев испытания на раскрытие механических систем космических аппаратов целесообразно и необходимо проводить и в монтажно-испытательном корпусе технической позиции космодрома, где на время подготовки к запуску организуется временное рабочее место подготовки космического аппарата. При этом монтаж стационарных устройств в монтажно-испытательном корпусе технической позиции космодрома невозможен. Следовательно, и провести испытания механических систем космических аппаратов с помощью подобных стационарных устройств на месте проведения испытаний не представляется возможным.

Кроме того, стационарность расположения несущих пилонов на потолке сооружения однозначно определяет и положение (угол поворота) раскрывающегося (поворачивающегося) звена механической системы космического аппарата (в проекции на горизонтальную плоскость). При проведении же испытаний механических систем космических аппаратов (например, панелей солнечных батарей) зачастую требуется проводить раскрытие (поворот) звеньев (панелей солнечных батарей) на различные конфигурации (в проекции на горизонтальную плоскость).

Каждое звено многозвенного крыла солнечной батареи космического аппарата (имеющего в своем составе две и более панели солнечной батареи) с помощью электромеханических приводов, установленных на каждом звене (панели), может быть развернуто из нерабочего (транспортного) положения в рабочее положение (панели крыла солнечной батареи развернуты в определенную конфигурацию). В рабочем положении все панели крыла солнечной батареи космического аппарата могут находиться как в одной плоскости (тогда их проекцией на горизонтальную плоскость будет прямая линия), так и в различных плоскостях (в этом случае проекцией на горизонтальную плоскость будет зигзагообразная (ломаная) линия).

При функционировании космического аппарата на орбите необходимость перевода (трансформации) крыла солнечной батареи космическою аппарата и различные конфигурации связана с оптимизацией положения панелей в крыле солнечной батареи для наиболее полного освещения Солнцем установленных на панелях фотоэлектрических преобразователей.

Задачей (целью) предлагаемого изобретения являются расширение функциональных возможностей (проведение испытаний механических систем космического аппарата при необходимости создания различных их конфигураций) и повышение эксплуатационных характеристик (мобильность применения и монтажа) способа испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование.

Поставленная цель в предлагаемом способе достигается тем, что после установки космического аппарата с закрепленной на нем многозвенной механической системой на место проведения испытаний над поворотными секциями системы обезвешивания устанавливают опорную трансформируемую конструкцию с возможностью изменения ее конфигурации в горизонтальной плоскости. При этом один конец опорной трансформируемой конструкции закрепляют на космическом аппарате, а ее противоположный конец опирают на регулируемую по высоте стойку, установленную на месте проведения испытаний. Перед поворотом звеньев многозвенной механической системы из транспортного положения в рабочее положение проводят установку и фиксацию необходимой конфигурации опорной трансформируемой конструкции в горизонтальной плоскости с обеспечением совпадения проекции опорной трансформируемой конструкции на горизонтальную плоскость с проекцией на горизонтальную плоскость звеньев многозвенной механической системы в их рабочем положении. Последовательную фиксацию положения поворотных секций системы обезвешивания в горизонтальной плоскости проводят путем последовательного крепления каждой поворотной секции системы обезвешивания к опорной трансформируемой конструкции.

Устройство для реализации предлагаемого способа испытаний многозвенной механической системы космического аппарата выполняется содержащим закрепленные на космическом аппарате поворотные секции, расположенные в плане над соответствующими звеньями механической системы и связанные с ними посредством регулируемых пружин обезвешивания, а также опорную конструкцию, установленную с возможностью взаимодействия с ней поворотных секций. Опорная конструкция выполняется трансформируемой и состоящей из горизонтально расположенных несущих штанг, шарнирно связанных между собой, при этом наименее удаленная от космического аппарата несущая штанга закрепляется на космическом аппарате, а наиболее удаленная от космического аппарата несущая штанга посредством опорной стойки опирается на пол помещения. Несущие штанги снабжаются кронштейнами, размещенными с возможностью взаимодействия и фиксации к ним поворотных секций. Трансформируемая опорная конструкция снабжается фиксаторами взаимного положения несущих штанг. Несущие штанги снабжаются Г-образными упорами, опирающимися на пол помещения. Кронштейны размещаются на несущих штангах с возможностью взаимодействия и фиксации с поворотными секциями в их наиболее удаленных от космического аппарата концах.

Последовательность операций предлагаемого способа испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование и работа устройства, реализующего данный способ, поясняются на фиг.1-8 (на примере испытаний крыла солнечной батареи космического аппарата, состоящего из четырех панелей).

На фиг.1 представлен общий вид устройства для реализации предлагаемого способа в исходном положении (перед началом испытаний).

На фиг.2 показан общий вид устройства для реализации предлагаемого способа с развернутой панелью крыла солнечной батареи, ближайшей к космическому аппарату (другие панели крыла солнечной батареи не развернуты).

На фиг.3 изображен общий вид устройства для реализации предлагаемого способа со всеми (четырьмя) развернутыми в одну плоскость панелями крыла солнечной батареи.

На фиг.4 представлен вид А согласно фиг.3.

На фиг.5 показано сечение В-В согласно фиг.4.

На фиг.6 изображен общий вид устройства для реализации предлагаемого способа со всеми (четырьмя) развернутыми в требуемую конфигурацию панелями крыла солнечной батареи.

На фиг.7 представлен вид Б согласно фиг.6.

На фиг.8 показана объемная модель предлагаемого устройства в рабочем положении при развернутых в одну плоскость панелях крыла солнечной батареи.

Устройство для реализации предлагаемого способа испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование содержит закрепленные на космическом аппарате 1 (фиг.1) поворотные секции 2, расположенные в плане над соответствующими звеньями 3 (например, панелями солнечных батарей) многозвеннной механической системы и связанные с ними посредством регулируемых пружин обезвешивания 4, а также опорную конструкцию 5, установленную с возможностью взаимодействия с ней поворотных секций 2. Опорная конструкция 5 выполнена трансформируемой и состоящей из горизонтально расположенных несущих штанг 6 (фиг.2), шарнирно связанных между собой, при этом наименее удаленная от космического аппарата 1 несущая штанга 6 закреплена на космическом аппарате 1, а наиболее удаленная от космического аппарата 1 несущая штанга 6 посредством опорной стойки 7 (фиг.3) опирается на пол помещения. Несущие штанги 6 снабжены кронштейнами 8, размещенными с возможностью взаимодействия и фиксации к ним поворотных секций 2. Трансформируемая опорная конструкция 5 снабжена фиксаторами 9 (фиг.4) взаимного положения несущих штанг 6. Несущие штанги 6 снабжены Г-образными упорами 10 (фиг.6), опирающимися на пол помещения. Кронштейны 8 размещены на несущих штангах 6 с возможностью взаимодействия и фиксации с поворотными секциями 2 в их наиболее удаленных от космического аппарата 1 концах.

Сборку и установку предлагаемого устройства перед проведением испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование проводят в следующей последовательности.

Космический аппарат 1 с закрепленными (элементы крепления условно не показаны) на нем в сложенном (нерабочем, транспортном) положении звеньями 3 многозвенной механической системы устанавливают в вертикальном положении на технологическую подставку 11 (фиг.1).

На космический аппарат 1 устанавливают и закрепляют поворотные секции 2 (системы обезвешивания).

Каждое звено 3 многозвенной механической системы космического аппарата 1 крепят посредством регулируемых пружин обезвешивания 4 к соответствующей поворотной секции 2.

Проводят установку трансформируемой опорной конструкции 5, состоящей из горизонтально расположенных несущих штанг 6, связанных между собой посредством шарниров 12 (фиг.1). При этом наименее удаленная от космического аппарата 1 несущая штанга 6 закрепляется на космическом аппарате 1 выше мест крепления к космическому аппарату 1 поворотных секций 2, а наиболее удаленная от космического аппарата 1 несущая штанга 6 посредством опорной стойки 7 опирается на пол помещения.

За счет регулировки опорной стойки 7 по высоте (элементы регулирования условно не показаны) все несущие штанги 6 трансформируемой опорной конструкции 5 размещают над поворотными секциями 2 и выставляют в горизонтальную плоскость.

Несущие штанги 6 посредством Г-образных упоров 10 опираются также на пол помещения.

Необходимость задействования Г-образных упоров 10 определяется конфигурацией трансформируемой опорной конструкции 5, соответствующей конфигурации звеньев 3 многозвенной механической системы в рабочем (раскрытом) положении.

Так, например, для плоской конфигурации многозвенной механической системы (все звенья 3 находятся в одной плоскости) может быть достаточно закрепление трансформируемой опорной конструкции 5 на космическом аппарате 1 и на опорной стойке 7 (без задействования Г-образных упоров 10).

Требуемая конфигурация (в проекции на горизонтальную плоскость) трансформируемой опорной конструкции выставляется за счет наличия шарнирной (шарниры 12) связи между собой смежных несущих штанг 6 и последующего взаимного их крепления посредством фиксаторов 9 взаимного положения несущих штанг 6.

Таким образом, устройство подготовлено (фиг.1) для проведения испытаний многозвенной механической системы на функционирование.

Испытания многозвенной механической системы космического аппарата 1 на функционирование предлагаемым способом проводят следующим образом.

После расфиксации (элементы фиксации не показаны) звеньев 3 многозвенной механической системы от космического аппарата 1 посредством приводов раскрытия (условно не показаны) выполняют последовательный поворот звеньев 3 (например, панелей солнечной батареи) из нерабочего (транспортного, сложенного) положения в рабочее (раскрытое) положение. При этом звенья 3 находятся в обезвешенном положении: каждое звено 3 соединено с соответствующей поворотной секцией 2 через пружину обезвешивания 4. Поворот каждого звена 3 происходит совместно со связанной с ним поворотной секцией 2 системы обезвешивания. При этом поворотная секция 2 в конечной стадии ее поворота входит во взаимодействие (контактирует) с кронштейном 8, размещенным на соответствующей несущей штанге 6.

После поворота звена 3 (панели солнечной батареи), ближайшего к космическому аппарату 1, три других звена 3 (панели солнечной батареи) остаются, как и соответствующие им поворотные секции 2, сложенными и нагружают развернутое звено 3 и развернутую поворотную секцию 2 (системы обезвешивания) значительными нагрузками (крутящими моментами) из плоскости звена 3 (панели солнечной батареи) за счет эксцентриситета между центром масс сложенных звеньев и плоскостью развернутого звена. При этом звенья 3 и связанные с ними поворотные секции 2 системы обезвешивания получают значительные деформации, происходит искривление осей поворота звеньев 3 и дополнительное нагружение приводов раскрытия (условно не показаны) звеньев 3.

С целью уменьшения деформаций звеньев 3 и нагрузок на приводы раскрытия (условно не показаны) звеньев 3 после поворота ближайшего к космическому аппарату 1 звена 3 многозвенной механической системы связанную с ним поворотную секцию 2 крепят к несущей штанге 6 трансформируемой опорной конструкции 5, предварительно установленной над поворотными секциями 2 в требуемую конфигурацию.

Крепление поворотной секции 2 развернутого звена 3 проводят к кронштейнам 8 посредством стопоров 13 (фиг.5). Кронштейны 8 размещены на несущих штангах 6 с возможностью взаимодействия и фиксации с поворотными секциями 2 в их наиболее удаленных от космического аппарата 1 концах (фиг.3, 8) для обеспечения минимальных прогибов развернутых звеньев 3 (панелей солнечной батареи) и соответствующих поворотных секций 2 системы обезвешивания.

После разворота звена 3 (панели солнечной батареи), ближайшего к космическому аппарату 1, и крепления соответствующей поворотной секции 2 к трансформируемой опорной конструкции 5 (фиг.2) аналогичным образом разворачивают следующее звено 3 и крепят связанную с ним поворотную секцию 2 к трансформируемой опорной конструкции 5. Два оставшихся звена 3 остаются в «подвешенном» состоянии на этом звене 3 в сложенном (нераскрытом) положении.

Количество последовательных поворотов звеньев 3 (панелей солнечных батарей) равно количеству звеньев 3 в составе многозвенной механической системы космического аппарата 1.

Поворотную секцию 2 последнего развернутого в рабочее положение звена 3 можно не крепить (фиг.3, 8) к несущей штанге 6 трансформируемой опорной конструкции 5 (фиг.3). так как последнее развернутое звено 3 нагружается только собственным весом.

После проведения испытаний (фиг.3) многозвенной механической системы космического аппарата 1 на функционирование выполняют следующие операции:

- расфиксируют (демонтируют стопоры 13) поворотные секции 2 относительно несущих штанг 6;

- поочередно складывают звенья 3 многозвенной механической системы в нерабочее положение;

- звенья 3 многозвенной механической системы фиксируют в нерабочем положении (элементы фиксации условно не показаны) к космическому аппарату 1;

- демонтируют регулируемые пружины обезвешивания 4;

- проводят разборку трансформируемой опорной конструкции 5 (открепляют ее от космического аппарата 1 переводят в нерабочее положение либо демонтируют опорную стойку 7 и Г-образные упоры 10, складывают либо открепляют друг от друга смежные несущие штанги 6);

- с космического аппарата 1 демонтируют поворотные секции 2 (в случае последующей их транспортировки на космодром в составе космического аппарата 1 крепят (элементы крепления условно не показаны) их к космическому аппарату 1 в нерабочем положении.

В зависимости от программы проведения испытаний возможно проведение поочередной установки (в горизонтальной плоскости) трансформируемой опорной конструкции 5 в требуемую конфигурацию (в прямую либо зигзагообразную линию) с последующим раскрытием (фиг.6, 7) в данную конфигурацию многозвенной механической системы космического аппарата 1.

Последовательная фиксация положения поворотных секций 2 системы обезвешивания в горизонтальной плоскости путем крепления каждой поворотной секции 2 к трансформируемой опорной конструкции 5 позволяет уменьшить деформации (прогибы) звеньев 3 (панелей солнечной батареи) многозвенной механической системы космического аппарата 1 и уменьшить нагрузки на их приводы раскрытия при испытаниях на функционирование.

Таким образом, предлагаемый способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование и устройство для его осуществления позволяют обеспечить проведение испытаний механических систем космического аппарата при необходимости создания различных их конфигураций, а также повысить мобильность применения и снизить трудоемкость монтажа устройства, используемого для осуществления предложенного способа.

1. Способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование, заключающийся в том, что космический аппарат с закрепленной на нем в транспортном положении многозвенной механической системой, снабженный системой обезвешивания, закрепленной на космическом аппарате и состоящей из поворотных секций, связанных пружинами обезвоживания с соответствующими звеньями многозвенной механической системы, устанавливают на место проведения испытаний с возможностью поворота звеньев многозвенной механической системы в вертикальной плоскости, проводят последовательный поворот каждого звена многозвенной механической системы из транспортного положения в рабочее положение, после совместного поворота каждого звена многозвенной механической системы и связанной с ним соответствующей поворотной секции системы обезвешивания фиксируют положение этой поворотной секции системы обезвешивания в горизонтальной плоскости, отличающийся тем, что после установки космического аппарата на место проведения испытаний над поворотными секциями системы обезвешивания устанавливают опорную трансформируемую конструкцию с возможностью изменения ее конфигурации в горизонтальной плоскости, при этом один конец опорной трансформируемой конструкции закрепляют на космическом аппарате, а ее противоположный конец опирают на регулируемую по высоте стойку, установленную на месте проведения испытаний, при этом перед поворотом звеньев многозвенной механической системы из транспортного положения в рабочее положение проводят установку и фиксацию необходимой конфигурации опорной трансформируемой конструкции в горизонтальной плоскости с обеспечением совпадения проекции опорной трансформируемой конструкции на горизонтальную плоскость с проекцией на горизонтальную плоскость звеньев многозвенной механической системы в их рабочем положении, а последовательную фиксацию положения поворотных секций системы обезвешивания в горизонтальной плоскости проводят путем последовательного крепления каждой поворотной секции системы обезвешивания к опорной трансформируемой конструкции.

2. Устройство для обезвешивания многозвенной механической системы космического аппарата, содержащее закрепленные на космическом аппарате поворотные секции, расположенные в плане над соответствующими звеньями механической системы и связанные с ними посредством регулируемых пружин обезвешивания, опорную конструкцию, установленную с возможностью взаимодействия с ней поворотных секций, отличающееся тем, что опорная конструкция выполнена трансформируемой и состоящей из горизонтально расположенных несущих штанг, шарнирно связанных между собой, при этом наименее удаленная от космического аппарата несущая штанга закреплена на космическом аппарате, а наиболее удаленная от космического аппарата несущая штанга посредством опорной стойки опирается на пол помещения, причем несущие штанги снабжены кронштейнами, размещенными с возможностью взаимодействия и фиксации к ним поворотных секций.

3. Устройство для обезвешивания многозвенной механической системы космического аппарата по п.2, отличающееся тем, что трансформируемая конструкция снабжена фиксаторами взаимного положения несущих штанг.

4. Устройство для обезвешивания многозвенной механической системы космического аппарата по п.3, отличающееся тем, что несущие штанги снабжены Г-образными упорами, опирающимися на пол помещения.

5. Устройство для обезвешивания многозвенной механической системы космического аппарата по пункту 4, отличающееся тем, что кронштейны размещены на несущих штангах с возможностью взаимодействия и фиксации с поворотными секциями в их наиболее удаленных от космического аппарата концах.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электрическим испытаниям электрооборудования на восприимчивость к электромагнитному воздействию. Способ испытаний микропроцессорной системы управления двигателем автотранспортного средства на восприимчивость к электромагнитному воздействию, в котором испытуемую систему управления в составе транспортного средства подвергают импульсному воздействию электромагнитного излучения с помощью генератора грозового разряда.

Изобретение относится к области транспортных средств (ТС), более конкретно к способам определения акустических характеристик салонов ТС, и может быть использовано при акустической доводке проектируемых образцов ТС.

Изобретение относится к испытанию и техническому диагностированию машин, в частности к устройствам для измерения силы тяги на крюке транспортной машины. Динамометр для тяговых испытаний машин содержит опорный и прижимной диски с проушинами, цилиндр с размещенной в нем камерой сжатия, заполненной маслом, поршень со штоком, манометр и датчик давления.

Изобретения относятся к измерительным системам. При движении летательного аппарата (ЛА) по аэродрому до момента взлета и от момента посадки до остановки ЛА измеряют температуру и давление в каждой шине шасси, сравнивают текущие величины давления и температуры в каждой шине с заданной величиной, сравнивают текущие величины давления и температуры в m сдвоенных шинах стоек шасси между собой, записывают информацию о давлении и температуре в каждой шине в бортовой накопитель информации.

Изобретение относится к электрическим испытаниям на восприимчивость к электромагнитному полю промышленной частоты (ЭМППЧ) изделий электрооборудования автотранспортных средств (АТС).

Изобретение относится к области транспортного машиностроения, а именно к конструкциям испытательных стендов, связанных с доводкой и определением ресурса автомобилей, строительно-дорожных машин, колесных тракторов.

Стенд содержит опорную раму (1), на которой закреплен своими концами отрезок ленты (2), имитирующей ленту промежуточного линейного привода, опирающийся на две желобчатые опоры (3, 4).

Изобретение предназначено для исследования системы колесо-рельс. Катковый стенд содержит раму (1), установленную в бетонном фундаменте, на основании рамы (4), на разрыве рельсового пути (3), закреплен имитатор рельсового пути (5), содержащий два катка (6), установленные в опорах, выполненных на подшипниках качения (8).

Изобретение относится к области транспортного машиностроения и может быть использовано для моделирования динамических процессов в тяговом приводе локомотива с электропередачей.

Изобретение относится к автомобилестроению, к области обеспечения безопасности автомобиля, водителя и пассажиров. Краш-испытания проводят в два этапа.

Изобретение относится к космическому тренажеростроению. Тренажер включает пульт контроля и управления 1, рабочее место обучаемых 2, первый узел поворота 3, первый датчик положения 4, первую систему управления перемещением 5, второй узел поворота 6, второй датчик положения 7, вторую систему управления перемещением 8, первую механическую часть системы управления перемещением 9, первый электродвигатель 10, вторую механическую часть системы управления перемещением 11, второй электродвигатель 12, первый датчик усилия 13, первый датчик скорости 14, второй датчик усилия 15, второй датчик скорости 16, первый скафандр с обучаемым 17, средства связи 18, второй скафандр с обучаемым 19.

Изобретение относится к космическому тренажеростроению. Тренажерный комплекс включает интегрирующую систему 1, специализированный тренажер «Модель бортовой вычислительной системы PC МКС» 2, специализированный тренажер «Телеоператор-2» 3, специализированный тренажер «Выход-2» 4, «Гидролабораторию» 5, «Молодежный образовательный Космоцентр» 6.

Изобретение относится к ракетно-космической отрасли, а именно к наземному вспомогательному оборудованию. .

Изобретение относится к космической технике, а конкретно к стендам для испытаний устройств отделения космических аппаратов. .

Изобретение относится к наземным испытаниям раскрывающихся конструкций, преимущественно солнечных батарей (СБ), с имитацией условий невесомости. .

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

Изобретение относится к сборке и испытаниям бортовых систем космического аппарата (КА), преимущественно системы электропитания телекоммуникационного КА. .

Изобретение относится к способам имитации солнечного излучения (ИСИ) в тепловакуумной камере (ТВК) и может быть использовано при тепловакуумных испытаниях космического аппарата (КА) или его составных частей.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проведении физического моделирования процессов газификации остатков жидкого топлива в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН) в условиях малой гравитации с использованием экспериментальных модельных установок в земных условиях, а также и при натурных пусках РН с системами газификации.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проведении физического моделирования процессов газификации остатков жидкого топлива в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН) в условиях малой гравитации с использованием экспериментальных модельных установок в земных условиях, а также и при натурных пусках РН с системами газификации.

Изобретение относится к наземным испытаниям электротехнических систем космических аппаратов (КА). Способ состоит в проведении включения и выключения КА, в т.ч.
Наверх