Космический аппарат

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА). КА содержит модуль целевой аппаратуры, модуль служебных систем с системой электропитания с солнечными батареями, комплексом автоматики, аккумуляторными батареями, систему терморегулирования, объединяющую конструктивно блок управления, гидроблоки, панели навесных холодных радиаторов из отдельных сборочных единиц с концевым теплообменником термостатирования (КТТ) с жидким теплоносителем и тепловой трубой (ТТ), термоплаты с жидким теплоносителем, ТТ с плоскими полками, тепловые магистрали из гидроарматур. КТТ состоит из герметично соединенных входными-выходными отверстиями блоков в виде полых тел вращения с радиатором-вставкой в виде полого тела вращения и цельной катушки, с центральной частью в виде усеченного конуса. Материал, геометрические размеры ТТ, КТТ, шаг между ТТ выбирают в зависимости от обеспечения максимума передаваемой тепловой энергии от жидкого теплоносителя к ТТ и минимума уязвимости к воздействию метеорных и техногенных частиц, площади поверхности КТТ. Изобретение позволяет повысить живучесть КА. 3 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА).

Современная космическая техника, среди прочих, ставит перед собой задачу по увеличению срока активного существования создаваемого КА. Как известно (С.П. Усманский. Человек на космической орбите. М., Машиностроение, 1974), космический аппарат представляет собой сложное техническое устройство, состоящее, как правило, из целевой аппаратуры (ЦА) и обеспечивающих (служебных) систем. В качестве ЦА могут быть использованы оптические, оптико-электронные, радиотехнические или иные технические устройства, позволяющие проводить дистанционное зондирование Земли или решать иные задачи. Комплекс обеспечивающих систем составляют: комплексная двигательная установка (КДУ), бортовой комплекс управления, командно-измерительная система, система телеметрического контроля, бортовая цифровая вычислительная машина, система электропитания (СЭП), система терморегулирования (СТР) и другие устройства и агрегаты в зависимости от типа и назначения КА.

К числу бортовых систем, существенно влияющих на срок активного существования КА, относится СТР и СЭП. Для гарантированного увеличения срока активного существования бортовой аппаратуры (БА), например аккумуляторных батарей СЭП или оптико-электронных преобразователей ЦА, очень важно обеспечивать в процессе их штатной эксплуатации требуемые температурные режимы, т.е. поддерживать температуру термоплат (термопанелей), на которых устанавливается БА, в сравнительно узком диапазоне.

Для решения этой технической проблемы необходимо использовать новые оригинальные решения, в том числе и в части усовершенствования СТР.

В общем случае СТР представляет собой сложное устройство, состоящее из соединенных последовательно между собой магистралями агрегатов и элементов, осуществляющих подвод и отвод тепловой энергии от приборов КА за счет циркуляции жидкого теплоносителя. На практике используются, как правило, конвективные СТР, имеющие один или несколько замкнутых контуров и обеспечивающие передачу теплоты из отсеков КА в окружающую среду. Сброс теплоты излучением осуществляется с поверхности панелей навесных холодных радиаторов (НХР), по каналам которых циркулирует промежуточный теплоноситель.

Известен космический аппарат (Б.М. Панкратов. Основы теплового проектирования транспортных космических систем. М., Машиностроение, 1988), содержащий отсек ЦА, герметичный отсек, внутри которого размещены приборы и устройства обеспечивающих систем, агрегатный отсек с КДУ, систему терморегулирования с внешними радиаторами. Сброс теплоты в окружающую среду осуществляется через внешние панели НХР.

Одним из недостатков подобных КА является их относительно низкая живучесть, так как при разгерметизации канала НХР системы терморегулирования происходит полная потеря теплоносителя с вытекающими отсюда последствиями.

Известен космический аппарат (прототип, патент РФ №2144889, B64G 1/00, 2000 г.), содержащий отсек целевой аппаратуры, приборный отсек, агрегатный отсек (АО) с КДУ, СТР с гидравлическими контурами и агрегатами для отвода и сброса теплоты, в том числе выполненными в виде термоплат с гидравлическими каналами, СЭП, включающую в себя солнечную батарею, комплекс автоматики, а также размещенные в АО аккумуляторные батареи, на днище которых закреплены образующие с ними попарно моноблоки термоплаты со штатными и технологическими гидравлическими каналами.

Известный КА, содержащий в своем составе панели НХР с жидким теплоносителем, также может выйти из строя по причине их разгерметизации, например, метеорными или техногенными частицами, при этом вероятность безотказной работы КА с увеличением срока его активного существования уменьшается.

Задачей данного изобретения является повышение живучести космического аппарата, функционирующего в условиях воздействия метеорных и техногенных частиц, не ухудшая технических характеристик как СТР, так и другой БА.

Поставленная задача решается тем, что в космическом аппарате, образованном путем конструктивного соединения функционально связанных между собой модуля целевой аппаратуры и модуля служебных систем, включающего систему электропитания, содержащую солнечные батареи, комплекс автоматики и аккумуляторные батареи, систему терморегулирования, объединяющую конструктивно блок управления, гидроблоки, панели навесных холодных радиаторов, термоплаты с жидким теплоносителем, тепловые трубы (ТТ) с плоскими полками и гидроарматуру, образующие замкнутые гидромагистрали, а также другие обеспечивающие системы, при этом панели навесных холодных радиаторов образованы из отдельных сборочных единиц, включающих в себя концевой теплообменник термостатирования (КТТ) с жидким теплоносителем и тепловую трубу (ТТ), при этом КТТ состоит из блоков, каждый из которых представляет собой полое тело вращения, в котором размещен радиатор-вставка, выполненный в виде полого тела вращения и представляющий собой цельную катушку, при этом продольные оси блока и радиатора-вставки перпендикулярны между собой, а сами блоки герметично соединены между собой своими входными-выходными отверстиями и каждый из них имеет центральную часть, например, в виде цилиндра и сопряженные с ней боковые части, например, в виде усеченных конусов, а радиатор-вставка имеет длину и внешний диаметр, равные соответственно внутреннему диаметру и длине цилиндрической части блока, и внутренний диаметр, равный внешнему диаметру ТТ, при этом между боковыми стенками катушки с заданным шагом и параллельно им путем фрезерования заготовки выполнены дисковые пластины, а одна из концевых частей ТТ, длина которой равна внешнему диаметру цилиндрической части блока, впрессована во внутреннее отверстие катушки, причем полки ТТ жестко связаны между собой, при этом материал, геометрические размеры ТТ, КТТ, а также шаг между ТТ выбраны исходя из критерия обеспечения максимума передаваемой тепловой энергии от жидкого теплоносителя к ТТ и минимума уязвимости к воздействию метеорных и техногенных частиц, площади поверхности КТТ.

Предлагаемое устройство КА представлено на чертежах:

фиг.1. Общий вид КА.

Фиг.2. Общий вид панели НХР.

Фиг.3. Разрез панели НХР по продольной оси КТТ.

КА образован путем конструктивного соединения функционально связанных между собой модуля целевой аппаратуры 1 и модуля служебных систем 2. Модуль служебных систем, как правило, состоит из АО 3, приборного отсека 4 и внешних устройств (на фиг.1 за исключением батареи фотоэлектрической внешние устройства не показаны). В АО 3 расположена КДУ 5, используемая для изменения параметров орбиты КА или его углового положения относительно центра масс. СЭП предназначена для выработки напряжения постоянного тока заданного качества и состоит из батареи фотоэлектрической 6, аккумуляторных батарей 7 и комплекса автоматики 8. СТР включает в себя множество приборов и агрегатов, в том числе газожидкостный агрегат (ГЖА) 9, гидроарматуру 10, гидроблок 11, блок управления 12, термоплаты 13 и панели НХР 14.

Панель НХР 14, в свою очередь, образована из ТТ 15 с полками 16 и КТТ, состоящего из блоков 17, герметично соединенных между собой своими входами-выходами, а также жестко закрепленного внутри каждого радиатора-вставки 18. Внутри каждого блока 17 циркулирует жидкий теплоноситель 19, омывая радиатор-вставку 18. Для эффективной работы ТТ 15 в условиях космического пространства используется жидкий аммиак 20. Блок 17 представляет собой, например, полое симметричное тело вращения, состоящее из центральной части, например, в виде цилиндра и сопряженных с ней боковых частей, например, в виде усеченных конусов. Блок 17 может иметь форму усеченного эллипсоида. Радиатор-вставка 18 изготовлен из полой цилиндрической заготовки и представляет собой цельную металлическую катушку с внутренним диаметром, равным внешнему диаметру (d) ТТ 15, с внешним диаметром (D) и длиной, равными соответственно длине (S) и внешнему диаметру центральной части блока 17, между стенками катушки 21 радиатора-вставки 18 с заданным шагом (г) и параллельно им выполнены путем фрезерования катушки тонкие дисковые пластины 22 (фиг.2, 3, 4).

Перпендикулярно к продольной оси с обеих сторон блока предварительно высверливаются соосно два одинаковых отверстия. Размер отверстий выбирается с учетом необходимости монтажа через него радиатора-вставки 18 внутри блока 17. После установки радиатора-вставки 18 в блок 17 отверстия завариваются электросваркой герметично, а в качестве крышек при этом используются боковые стенки 21 радиатора-вставки 18. Благодаря такой технологии монтажа радиатор-вставка 18 жестко фиксируется с двух сторон в блоке 17. Внутренний диаметр катушки (d) выбран таким, чтобы можно было методом горячей прессовки вставить в него концевую часть тепловой трубы 15 длиной, равной внешнему диаметру цилиндрической части блока 17. Данная технология сборки КТТ позволяет жестко закрепить радиатор-вставку 18 к тепловой трубе 15 и обеспечить эффективный тепловой контакт ТТ 15 с теплоносителем 19, циркулирующим в КТТ. Геометрические размеры панели НХР 14 (блока, радиатора-вставки, ТТ, полки ТТ) и их соотношения выбираются исходя из условия обеспечения максимума передаваемой тепловой энергии от жидкого теплоносителя к ТТ 15 и минимума уязвимости к воздействию метеорных и техногенных частиц площади поверхности КТТ. Например, длина цилиндрической части блока 17 должна быть по возможности короткой для снижения уязвимой площади поверхности, в то же время длинной для повышения эффективности радиатора-вставки 18, а ее диаметр, с одной стороны, должен быть большим для увеличения площади контакта ТТ 15 с теплоносителем, с другой стороны, маленьким для снижения уязвимой к воздействию метеорных (техногенных) частиц площади поверхности КТТ. Сборочные единицы НХР 14 стыкуются друг с другом, образуя панель НХР 14, при этом герметично завариваются электросваркой выходное отверстие блока с входным отверстием следующей сборочной единицы. Также завариваются смежные стенки полок 16 тепловых труб 15. При этом длина каждого блока 17 выбирается равной ширине плоской полки ТТ 15.

Панели НХР 14 устанавливаются на КА таким образом, чтобы КТТ не подвергались изгибу. Например, установка панелей НХР на КА, когда ТТ 15 параллельны продольной оси КА (фиг.1), возможна только для отсека прямоугольной формы. Если отсек, на который устанавливаются панели НХР 14, цилиндрической формы, то панели закрепляются таким образом, чтобы продольная ось КТТ была параллельна продольной оси КА. При этом тепловые трубы будут иметь криволинейную форму. Последний способ установки панели НХР 14 позволяет изготавливать и применять тепловые трубы значительной длины, но при установке КА в вертикальное положение во время наземных испытаний производительность функционирования тепловых труб значительно снижается с вытекающими отсюда последствиями.

Система терморегулирования функционирует следующим образом. Бортовая аппаратура охлаждается (нагревается) с помощью жидкого теплоносителя, циркулирующего в замкнутой гидромагистрали 10 при работающих регуляторе потока теплоносителя и гидроблоке 11, включающем в себя резервированные гидронасосы. Отвод тепловой энергии от БА осуществляется двумя способами: через термоплаты или через газожидкостный агрегат. На фиг.1 показана (в качестве примера) термоплата 13, используемая для охлаждения аккумуляторной батареи 7 и ГЖА 9 для охлаждения комплекса автоматики 8 СЭП. В первом случае тепловая энергия от БА (например, аккумуляторных батарей 7, комплекса автоматики 8) к термоплате 13 передается за счет циркуляции в ней жидкого теплоносителя, во втором случае тепловая энергия от БА (например, аккумуляторных батарей 7, комплекса автоматики 8) снимается газовым потоком, создаваемым специальным вентилятором (на фиг.1 вентилятор не показан). Последний способ охлаждения БА возможен только в герметичном отсеке, содержащем газовую среду, каковым может быть приборный отсек 4. Газовый поток определенной температуры и скоростного напора после обдува БА попадает на теплообменник ГЖА 9 с жидким теплоносителем и последнему отдает накопленную тепловую энергию. Аналогично обеспечивается теплоотвод от другой бортовой аппаратуры КА.

Для постоянного контроля и управления процессом терморегулирования КА в составе СТР применяется блок управления 12, подключенный к источнику электропитания (к выходным силовым электрическим соединителям комплекса автоматики 8). Через блок управления 12 осуществляется распределение питания к агрегатам СТР и трансляция команд на изменение режима их работы.

Сброс тепловой энергии, отводимой непрерывно жидким теплоносителем от БА, осуществляется через панели НХР 14. При этом замкнутых гидравлических контуров на КА может быть несколько (на фиг.1 показан один контур).

Использование панелей НХР 14 на базе ТТ 15 не приводит к дополнительному увеличению массы КА, так как объем необходимого теплоносителя в этом случае при прочих равных условиях уменьшается. Выигрыш массы теплоносителя достаточен для компенсации некоторого увеличения массы панелей НХР 14, выполненных на базе ТТ 15.

Характеристики предлагаемой СТР также не ухудшаются по сравнению с известными СТР, так как удельные тепловые характеристики панелей НХР 14 (на единицу площади) на базе ТТ 15 не уступают удельным характеристикам НХР с жидким теплоносителем. Действительно, в первом случае теплообмен осуществляется малым количеством рабочего тела (жидкого аммиака), но за счет эффективного, с точки зрения теплопоглощения, фазового перехода жидкого аммиака в газообразное состояние, а во втором случае теплообмен обеспечивается большой массой рабочего тела (жидкий теплоноситель), но за счет небольшой разности температур теплоносителя и панели НХР 14. В конечном итоге площади панелей НХР 14 с жидким теплоносителем и на базе ТТ 15 имеют практически одинаковые значения.

Другие элементы СТР в предлагаемом техническом решении не подвергаются к доработке, поэтому не оказывают влияния на изменение массы КА.

Жидкий аммиак является оптимальным по своим характеристикам в части обеспечения сброса тепла в космическое пространство для всего диапазона изменения рабочей температуры циркулирующего через КТТ жидкого теплоносителя СТР. Принцип работы тепловых труб достаточно известен и здесь не рассматривается.

Поставленная цель по повышению живучести КА решается за счет повышения живучести СТР путем использования панелей НХР 14 на базе ТТ 15 и оригинальной конструкции КТТ. Действительно, выход из строя одной или нескольких ТТ 15 по причине их разгерметизации метеорными (техногенными) частицами практически не сказывается на работоспособности СТР. Кроме того, тепловые трубы 15 защищены полкой 16 и вероятность их пробития метеорными или техногенными частицами крайне мала. Защита КТТ обеспечивается за счет утолщения стенок блока до требуемой с точки зрения обеспечения стойкости к воздействию метеорных или техногенных частиц величины. Кроме того, изготовление блока КТТ предлагаемой конфигурации позволяет уменьшить уязвимость к воздействию метеорных (техногенных) частиц, площади поверхности КТТ.

Наличие радиатора-вставки 18, выполненного в виде цельной металлической катушки, не только обеспечивает эффективный теплообмен через дисковые пластины между теплоносителем и ТТ 15, но и позволяет конструктивно просто осуществить механическое соединение деталей сборочных единиц НХР 14, а соединение концевой части ТТ 15 и катушки путем горячей прессовки обеспечивает большой по площади и идеальный по теплопередаче контакт между ними (фиг.2, 3).

Таким образом, применение предлагаемого КА позволит повысить его живучесть в условиях действия метеорных или техногенных частиц за счет повышения живучести системы терморегулирования, не ухудшая при этом других ее технических или иных характеристик.

Космический аппарат, образованный путем конструктивного соединения функционально связанных между собой модуля целевой аппаратуры и модуля служебных систем, включающего систему электропитания, содержащую солнечные батареи, комплекс автоматики и аккумуляторные батареи, систему терморегулирования, объединяющую конструктивно блок управления, гидроблоки, панели навесных холодных радиаторов, термоплаты с жидким теплоносителем, тепловые трубы (ТТ) с плоскими полками и гидроарматуру, образующие замкнутые гидромагистрали, а также другие обеспечивающие системы, отличающийся тем, что панели навесных холодных радиаторов образованы из отдельных сборочных единиц, включающих в себя концевой теплообменник термостатирования (КТТ) с жидким теплоносителем и тепловую трубу (ТТ), при этом КТТ состоит из блоков, каждый из которых представляет собой полое тело вращения, в котором размещен радиатор-вставка, выполненный также в виде полого тела вращения и представляющий собой цельную катушку, при этом продольные оси блока и радиатора-вставки перпендикулярны между собой, а сами блоки герметично соединены между собой своими входными-выходными отверстиями, и каждый из них имеет центральную часть, например, в виде цилиндра и сопряженные с ней боковые части, например, в виде усеченных конусов, а радиатор-вставка имеет длину и внешний диаметр, равные соответственно внешнему диаметру и длине центральной части блока, и внутренний диаметр, равный внешнему диаметру ТТ, при этом между боковыми стенками катушки с заданным шагом и параллельно им путем фрезерования заготовки выполнены дисковые пластины, а одна из концевых частей ТТ, длина которой равна внешнему диаметру центральной части блока, впрессована во внутреннее отверстие катушки, причем полки ТТ жестко связаны между собой, при этом материал, геометрические размеры ТТ, КТТ, а также шаг между ТТ выбраны исходя из критерия обеспечения максимума передаваемой тепловой энергии от жидкого теплоносителя к ТТ и минимума уязвимости к воздействию метеорных и техногенных частиц, площади поверхности КТТ.



 

Похожие патенты:

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 относится к управлению параметрами среды в изделиях ракетно-космической технике при их подготовке на стартовом сооружении и в полете. Устройство включает в себя установленный на переходном отсеке (4) головной обтекатель (ГО) (3) полезной нагрузки (ПН) (1), выводимой ракетой (2) космического назначения.

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).

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).

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).

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) мощных телекоммуникационных спутников, содержащим многочисленные (до 10) вертикально расположенные последовательно соединенные длинноразмерные (~3-6 м) коллекторы.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце.

Изобретение относится преимущественно к системам терморегулирования космических объектов. Побудитель циркуляции содержит электронасосные агрегаты (ЭНА) и соединительные трубопроводы с гидроразъемами (ГР).

Группа изобретений относится к способам отвода низкопотенциального тепла от энергетических систем космических аппаратов (КА). Способ работы капельного холодильника-излучателя (КХИ) включает нагрев теплоносителя, его преобразование в поток капель, охлаждающихся излучением в космическом пространстве, сбор капель и подачу конденсата в энергетическую систему.

Изобретение относится к устройствам закрывания и фиксации крышек люковых устройств и касается устройств закрывания и герметизации люков на сборочно-защитных блоках и блоках ракет-носителей.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в выдвижных ферменных конструкциях. Трансформируемая конструкция (ТК) содержит жесткие опорные элементы, жесткие створки.

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).

Изобретение относится к средствам крепления на космическом аппарате (КА) элементов оборудования, в частности солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус (1) и панель (6) СБ, закрепленную на раме (2) в виде стержневой ферменной конструкции, имеющей форму скошенной пирамиды.

Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры (ГК НА) относится к космической технике и может быть использовано при проектировании перемещающихся в пространстве элементов космического аппарата (КА) и имеющих жесткую механическую связь с корпусом КА в исходном и рабочем положениях.

Изобретение относится к космической отрасли и касается узлов и элементов крепления оборудования космического аппарата (КА) на его силовой конструкции из полимерных композиционных материалов (ПКМ).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ и ДТБ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель тяжелого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими кислородно-водородными ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, одну или несколько пар диаметрально противоположных отделяемых навесных топливных баков (НТБ), проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ с ДТБ и НТБ.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к бакам для хранения компонентов ракетного топлива. Космическая пусковая установка содержит криогенный бак, содержащий оболочку, одну перегородку (ограничивающую верхний и нижний объём текучей среды) с центральным проёмом (связывающий верхний и нижний объём текучей среды), вентиляционный канал с корпусом, удерживающим барьером (стенка) или механическим ограничителем, и проходами в перегородке.

Изобретение относится к композитным материалам, предназначенным для применения в космосе. Использование, по меньшей мере, одной полимеризуемой смолы R1, выбираемой из группы, состоящей из эпоксидированных полибутадиеновых смол и характеризующейся в неполимеризованном состоянии: - величиной общей потери массы (ОПМ), меньшей чем 10%, величиной восстановленной потери массы (ВПМ), меньшей чем 10%, и величиной собранного летучего конденсируемого материала (СЛКМ).

Изобретение относится к бортовому радиолокационному оборудованию космических аппаратов (КА), предназначенному для калибровки радиолокационных станций (РЛС) по величине эффективной поверхности рассеяния (ЭПР). КА содержит корпус в форме прямоугольной призмы (1) с поперечным сечением (2) в виде вогнуто-выпуклого многоугольника. Две грани (4, 5) призмы одинакового размера с радиоотражающими поверхностями обращены внутрь корпуса КА. Корпус КА снабжен двумя откидными плоскими радиоотражающими пластинами (6, 7), шарнирно связанными с гранями (8, 9). Пластины (6, 7) снабжены механизмами раскрытия и узлами фиксации к призме (1), образуя в рабочем положении двугранный уголковый отражатель. Угол между гранями отражателя заключен в диапазоне от (90-Δ)° до (90+Δ)°, причем Δ определяется из условия: 0<Δ<18λ/а, где λ - длина волны калибруемой РЛС, a - размер грани отражателя. На борту КА имеются навигационная аппаратура потребителя систем «ГЛОНАСС» и/или GPS, микропроцессор, микроконтроллер, блок сопряжения системы ориентации и стабилизации с микроконтроллером. Технический результат изобретения заключается в расширении функциональных возможностей КА при калибровке радиолокаторов, работающих на волнах круговой поляризации при параллельном приеме отраженных сигналов, а также при калибровке по величине ЭПР высокопотенциальных РЛС в режиме функционирования с пониженной мощностью излучения. 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах. КА содержит модуль целевой аппаратуры, модуль служебных систем с системой электропитания с солнечными батареями, комплексом автоматики, аккумуляторными батареями, систему терморегулирования, объединяющую конструктивно блок управления, гидроблоки, панели навесных холодных радиаторов из отдельных сборочных единиц с концевым теплообменником термостатирования с жидким теплоносителем и тепловой трубой, термоплаты с жидким теплоносителем, ТТ с плоскими полками, тепловые магистрали из гидроарматур. КТТ состоит из герметично соединенных входными-выходными отверстиями блоков в виде полых тел вращения с радиатором-вставкой в виде полого тела вращения и цельной катушки, с центральной частью в виде усеченного конуса. Материал, геометрические размеры ТТ, КТТ, шаг между ТТ выбирают в зависимости от обеспечения максимума передаваемой тепловой энергии от жидкого теплоносителя к ТТ и минимума уязвимости к воздействию метеорных и техногенных частиц, площади поверхности КТТ. Изобретение позволяет повысить живучесть КА. 3 ил.

Наверх