Устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для запуска спутников. Устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников содержит платформу с наноспутником или микроспутником, шток, конденсаторы, систему ориентации с внешним и внутренним корпусами, электродвигателями и подшипниками, магнитоиндукционный эжектор с двумя плотно прижатыми поджимной пружиной катушками индуктивности соленоидального типа, размещенными в сердечнике броневого типа из ферромагнитного материала и попарно запрессоваными в стаканы, электронную систему управления запуска с микроконтроллером, коммуникатором, блоком управления зарядом, драйверами электродвигателей, ключевыми устройствами и переключателем выводов обмотки. Изобретение позволяет повысить КПД устройства запуска. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для выведения наноспутников и микроспутников на заданные траектории и с заданными скоростями.

Малые спутники, массами от одного до нескольких десятков килограмм, получивших названия «наноспутники» и «микроспутники», прочно вошли в различные сферы космических исследований. С их помощью широкий круг исследователей получил возможность проводить анализ отдельный областей атмосферы, исследовать определенные участки земной поверхности, анализировать различные виды космического излучения, а также излучение Земли в разных участках ЭМ спектра и т.д. Как правило, такие спутники доставляются на орбиты в качестве попутного груза.

Известна система отделения полезного груза от борта космического аппарата, содержащая разъединяемое переходное устройство, установленное между конструкциями космического аппарата и полезного груза и включающее в себя механические замки с удерживающими и фиксирующими звеньями, устройство фиксации механических замков, при этом система содержит толкатели отделения полезного груза, и отличающаяся тем, что устройство фиксации механических замков выполнено в виде равноплечной качалки без ограничения количества плеч, соответствующих количеству механических замков, установленной на оси вращения, закрепленной в корпусе переходного устройства, причем равноплечая качалка через сквозные окна переходного устройства шарнирно взаимодействует посредством стержневых тяг с фиксирующими звеньями механических замков, подпружиненные стержни которых имеют выемку под удерживающий поворотный двуплечий рычаг, другим концом, взаимодействующим с фиксирующим звеном замка, при этом одно из плеч равноплечей качалки шарнирно взаимодействует через стержневую тягу с пружинным толкателем, другое - с пирочекой, которые жестко закреплены снаружи корпуса переходного устройства, а на полезном грузе выполнены ограничители хода, взаимодействующие с подпружиненными стержнями механических замков (RU 2471684, МПК B64G 1/64, опубл. 10.01.2013).

К недостаткам такой системы можно отнести следующее:

- наличие вибрации запускаемого аппарата на стадии вывода ракеты-носителя на заданную орбиту;

- относительно большая масса адаптера по отношению к сателлиту, до 150% на каждое место установки спутника;

- повторное использование такой системы не предусмотрено.

Также известен адаптер для группового запуска наноспутников, содержащий платформу, на которую установлен наноспутник. Адаптер снабжен индуктором, выполненным в виде спиральной катушки, к активной зоне которого примыкает одной стороной переходная пластина, а на другой стороне расположен наноспутник, индуктор подключен через управляемый разрядник к емкостному накопителю энергии, а накопитель соединен с выходом высоковольтного зарядного блока, входы которого соединены с бортовой сетью питания (RU 2472679, МПК B64G 1/22, B64G 1/64, опубл. 20.01.2013) - прототип.

Основным недостатком таких адаптеров является малая величина КПД, обусловленная тем, что большая часть энергии магнитного поля, созданного индуктором, бесполезно рассеивается в окружающем пространстве и, кроме того, вследствие наличия токов Фуко, переходит в тепловую энергию Джоуля-Ленца, что, как правило, приводит к деформации посадочного места запускаемого аппарата и создает помехи для бортовых электронных устройств спутников.

Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение: устранение указанных недостатков и обеспечение управляемого запуска нанос путников и микроспутников с заданной скоростью и с заданными направлениями азимутального и зенитных углов соответственно.

Поставленная задача решается за счет того, что устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников, содержащее платформу, на которую установлен наноспутник или микроспутник, согласно изобретению, снабжено системой ориентации и магнитоиндукционным эжектором, система ориентации состоит из внешнего и внутреннего корпусов, внешний корпус расположен на основании и выполнен с возможностью поворота при помощи электродвигателя относительно вертикальной оси, внутренний корпус закреплен на внешнем корпусе с помощью горизонтальной оси и двух подшипников и выполнен с возможностью поворота относительно горизонтальной оси при помощи электродвигателя, магнитоиндукционный эжектор состоит из двух катушек индуктивности соленоидального типа, которые помещены в сердечники броневого типа и попарно запрессованы в стаканы, являющиеся экранами от импульсов магнитного поля, при этом к одному стакану, выполненному с возможностью вертикального перемещения по скользящим направляющим, расположенным на внутреннем корпусе, прикреплен шток, жестко связанный с платформой, катушки индуктивности связаны с конденсаторами.

Кроме того, устройство содержит электронную систему управления запуска, состоящую из микроконтроллера, который соединен с коммуникатором, блоком управления зарядом, драйверами электродвигателей и ключевыми устройствами, при этом драйверы электродвигателей соединены с соответствующими электродвигателями, конденсаторы через ключевые устройства соединены с микроконтроллером, катушки индуктивности соленоидального типа соединены с конденсаторами с помощью ключевых устройств, при этом одно из ключевых устройств соединено с другим ключевым устройством через переключатель выводов обмотки.

Сердечники броневого типа выполнены из ферромагнитного материала.

Катушки индуктивности соленоидального типа плотно прижаты друг к другу при помощи поджимной пружины.

Изобретение поясняется чертежами, где:

на фиг. 1 показан общий вид,

на фиг. 2 - структурная схема электронной системы управления устройством управляемого запуска наноспутников и микроспутников.

Устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников состоит из двух основных частей: магнитоиндукционного эжектора и системы ориентации. Устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников смонтировано на плите - основании 1, жестко связанной со средством доставки. Система ориентации дает возможность выбрать заданные углы зенита и азимута соответственно. Система ориентации состоит из электродвигателей привода 2 и 3, конических передач 4 и 5 и двух корпусов: внешнего 6 и внутреннего 7. Внешний корпус 6 через вертикальную ось 8 и подшипник 9 соединен с плитой-основанием 1, внутренний корпус 7 через горизонтальную ось 10, насаженную на два подшипника 11, прикреплен к внешнему корпусу 6. Магнитоиндукционный эжектор состоит из двух катушек индуктивности соленоидального типа: неподвижной 12 и движущейся 13, которые помещены в сердечники броневого типа 14. Катушки индуктивности 12 и 13, жестко размещенные в сердечниках броневого типа 14, попарно запрессованы в стаканы 15, выполняющие дополнительно роль экранов от импульсов магнитного поля. К верхнему стакану прикреплен полый шток 16, который жестко связан с платформой запуска 17 наноспутника 18. Вокруг штока 16 расположена поджимная пружина 19. В верхней части внутреннего корпуса 7 расположена скользящая направляющая 20.

На фиг. 2 приведена структурная схема электронной системы управления устройством управляемого запуска наноспутников и микроспутников. Центральным узлом здесь является микроконтроллер 21, который соединен с коммуникатором 22, блоком управления зарядом 23, драйверами электродвигателей 24 и 25, ключевыми устройствами 26, 27, 28 и 29. Электронная система управления устройством запуска наноспутников и микроспутников имеет в своем составе уже существующую автономную систему электропитания 30, принцип действия которой приведен в патенте RU 2337452 С1.

Драйверы электродвигателей 24 и 25 соединены с электродвигателями 2 и 3 соответственно. Конденсаторы 31 и 32, через ключевые устройства 26 и 27 соединены с микроконтроллером 21. Катушки индуктивности соленоидального типа 12 и 13 соединены с конденсаторами 31 и 32 с помощью ключевых устройств 28 и 29, при этом ключевое устройство 29 соединено с ключевым устройством 27 через переключатель выводов обмотки 33.

Устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников работает следующим образом. Микроспутник или наноспутник 18 роботом манипулятором устанавливается на платформу запуска 17. Для установки заданного угла азимута на драйвер электродвигателя 24 поступает соответствующая кодовая посылка от микроконтроллера 21. После чего драйвер электродвигателя 24 выдает управляющие сигналы на электродвигатель привода 2, вращающее воздействие от которого через коническую передачу 5 передается на внешний корпус 6. Таким образом, происходит поворот в азимутальной плоскости корпуса 6 вокруг вертикальной оси 8, насаженной на подшипник 9. Для установки заданного зенитного угла на драйвер электродвигателя 25 поступает соответствующая кодовая посылка от микроконтроллера 21. После чего драйвер электродвигателя 25 выдает управляющие сигналы на электродвигатель привода 3, вращающее воздействие от которого через коническую передачу 4 передается на внутренний корпус 7. Таким образом, происходит поворот в зенитной плоскости внутреннего корпуса 7 вокруг горизонтальной оси 10, насаженной на два подшипника 11. Для создания импульса электромагнитного поля в катушках индуктивности используются конденсаторы 31 и 32, которые предварительно заряжаются от бортовой сети средства доставки или от аккумулятора входящего в состав данного устройства. Контроль заряда конденсаторов 31 и 32 осуществляет блок управления зарядом 23. После того как в конденсаторах сформировался нужный заряд, производится их разряд через катушки индуктивности соленоидального типа 12 и 13. При этом в течение (10…40) мкс катушки индуктивности соленоидального типа 12 и 13 включены так, что «направление обмоток» у них совпадает. Затем катушки индуктивности соленоидального типа 12 и 13 включаются «встречно», при этом подвижная катушка индуктивности соленоидального типа 13 успевает пройти расстояние порядка 10-2 м. Это реализовано с помощью переключателя выводов обмотки 33, который соединен с «неподвижной» катушкой индуктивности соленоидального типа 12, и ключевых устройств заряда и разряда 26, 27, 28 и 29.

Дальнейшее движение определяется магнитным взаимодействием почти «свободных контуров», определяемых величиной индуктивности катушек, их активными сопротивлениями, а также суммарными токами в них. Энергия такого взаимодействия относительно невелика и расходуется фактически на преодоление сил трения в системе и сил упругости демпфера. Основной импульс, требуемый для запуска с заданной начальной скоростью микроспутника или наноспутника, таким образом, формируется практически в начальный интервал времени.

В рабочем макете данной системы были использованы электролитические конденсаторы емкостью 10000 мкф (100 В). Катушки индуктивности соленоидального типа содержат по 48 витков медного провода, диаметром 1 мм. Энергия, запасаемая в каждом конденсаторе около 50 Дж, энергия, которую можно сосредоточить в катушках индуктивности соленоидального типа примерно 3 Дж. Время заряда конденсаторов (1÷20) с определяется требуемой величиной заряда для сообщения запускаемому аппарату заданной скорости. Габариты устройства управляемого запуска наноспутников и микроспутников примерно 1 дм3, масса порядка 1,5 кг.

1. Устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников, содержащее платформу, на которую установлен наноспутник или микроспутник, отличающееся тем, что оно снабжено системой ориентации и магнитоиндукционным эжектором, система ориентации состоит из внешнего и внутреннего корпусов, внешний корпус расположен на основании и выполнен с возможностью поворота при помощи электродвигателя относительно вертикальной оси, внутренний корпус закреплен на внешнем корпусе с помощью горизонтальной оси и двух подшипников и выполнен с возможностью поворота относительно горизонтальной оси при помощи электродвигателя, магнитоиндукционный эжектор состоит из двух катушек индуктивности соленоидального типа, которые помещены в сердечники броневого типа и попарно запрессованы в стаканы, являющиеся экранами от импульсов магнитного поля, при этом к одному стакану, выполненному с возможностью вертикального перемещения по скользящим направляющим, расположенным на внутреннем корпусе, прикреплен шток, жестко связанный с платформой, катушки индуктивности связаны с конденсаторами.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что оно содержит электронную систему управления запуска, состоящую из микроконтроллера, который соединен с коммуникатором, блоком управления зарядом, драйверами электродвигателей и ключевыми устройствами, при этом драйверы электродвигателей соединены с соответствующими электродвигателями, конденсаторы через ключевые устройства соединены с микроконтроллером, катушки индуктивности соленоидального типа соединены с конденсаторами с помощью ключевых устройств, при этом одно из ключевых устройств соединено с другим ключевым устройством через переключатель выводов обмотки.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что сердечники броневого типа выполнены из ферромагнитного материала.

4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что катушки индуктивности соленоидального типа плотно прижаты друг к другу при помощи поджимной пружины.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разделения ступеней. Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты в виде механизма управлением рулями содержит два звена, кинематически связанные с аэродинамическим и газовым рулями.

Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов (КА), а именно к оптико-электронным системам контроля скорости.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разделении стыковочных агрегатов космических аппаратов. Устройство расстыковки содержит стыковочные шпангоуты с системами замков, стыковочными механизмами, направляющими узлами со штырем с заходным конусом и гнездом с заходной фаской, буртиком, крышкой, плунжером с расточкой, пружиной сжатия и фаской, гайки, пружину кручения, пружинные толкатели, штыри с заходными конусами, гнезда с заходными фасками, механические датчики контроля расстыковки с подпружиненными штоками, механизм преобразования перемещения штыря направляющего узла в виде кривошипно-ползунного механизма из кривошипа, шатуна, ползуна и стойки.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разделении стыковочных агрегатов космических аппаратов. Устройство расстыковки содержит стыковочные шпангоуты с системами замков и стыковочными механизмами, пружинные толкатели, штыри с заходными конусами, гнезда с заходными фасками, механические датчики контроля расстыковки с подпружиненными штоками, механизм преобразования перемещения штыря в виде гильзы с буртиком и механизмом взаимодействия штыря и датчика в виде внешнего стакана с продольными пазами и внутренним стаканом с ограничителями перемещения в виде цилиндрических элементов, пружиной сжатия, расточкой.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при транспортировке автономной научной аппаратуры, в частности пикоспутников формата CubeSat.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для разделения магистрали разделяемых отсеков. Разъемная магистраль разделяемых отсеков содержит корпус с внутренней отбортовкой и приводным механизмом в виде пиропривода из пиропатронов и их полостей, гайку для ограничения перемещения корпуса, переходник с фланцем, отделяемую часть магистрали с сильфоном.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для соединения и разделения элементов конструкции. Устройство для фиксации и разделения частей конструкции содержит замок на основе болтового соединения, штырь, разрезную гайку, гайку механизма разделения для стягивания стыка двух частей, сепаратор, пружину сжатия, удерживающий шарик, сухарь, изоляторы, токопроводящие нити, пружину кручения.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для соединения и отделения малого космического аппарата (МКА) со средством выведения на орбиту. Устройство для соединения малого космического аппарата (МКА) со средством выведения его на орбиту функционирования и последующего отделения содержит основание, удерживающее устройство с переходным элементом, пружинный толкатель с наполненным газом герметичным сильфоном, программно-временное устройство с датчиками, микровыключатель.

Изобретение относится к защитным средствам при транспортировке и стыковке/отделении изделий ракетно-космической техники и их частей, в частности применительно к аппаратуре (пикоспутнику - ПС) типа CubeSat.

Изобретение относится к машиностроительной технике, в частности к разъемным соединениям, разделяемым в процессе эксплуатации. Пирозамок содержит основание, стяжной болт, сухари со штифтами, поршень, цилиндр, крышку и пиропатрон.

Изобретение относится к области безопасной эксплуатации опасных изделий, находящихся в окружении агрессивной среды, в частности к предохранительным герметизирующим устройствам, а именно к устройствам с разрушаемым элементом, обеспечивающим автоматическое срабатывание и открытие герметичных воздушных каналов при определенных внешних воздействующих факторах. Защитное устройство включает линейно перемещаемый силовым воздействием предварительно сжатой пружины подвижный элемент, удерживаемый стопором. Механические свойства стопора изменяются под воздействием факторов внешней среды. Подвижный элемент выполнен в виде подпружиненной пробки 1 и расположен внутри корпуса объекта 6. Стопор выполнен в виде фиксатора 4 из легкоплавкого материала, нанесенного на витки сжатой телескопической пружины 3 перед установкой его в корпус. Пробка 1 снабжена уплотнительными элементами 2 и выполнена с высотой по оси меньшей, чем высота пружины 3 в свободном состоянии. Изобретение направлено на упрощение конструкции защитного устройства, на минимизацию размеров защитного устройства, на сокращение количества элементов, на повышение надежности срабатывания устройства. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к крепежным элементам космического аппарата (КА) для установки оборудования наблюдения, размещаемого, как правило, на иллюминаторе стыковочного агрегата КА. Штатив содержит опору, снабженную крепежными стойками с посадочными площадками (8) и элементами их крепления (9) на месте установки. Опора состоит из рамы (5), на которой установлен ползун (6) с адаптером (7), на котором размещены элементы фиксации (2) оборудования наблюдения. Рама (5) на концах имеет посадочный (10) и установочный (14) фланцы. Посадочные поверхности фланца (10) и площадок (8) параллельны. Во фланце (10) выполнено резьбовое отверстие (12), в которое установлен распорный элемент (13). Фланец (14) расположен под заданным углом к фланцу (10), и в нем также выполнено резьбовое отверстие для крепежного элемента (16). Ползун (6) установлен на фланце (14) с возможностью перемещения (в пазу) и вращения относительно элемента (16), которым он и поджимается затем к этому фланцу. На другом конце ползуна (6) выполнена сферическая мембрана с осью, параллельной плоскости фланца (14), а на адаптере (7) выполнена ответная сферическая поверхность. Данные поверхности взаимодействуют через выполненные в них паз и выступ, что позволяет адаптеру (7) перемещаться и вращаться (до фиксации) относительно ползуна (6). Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности установки оси оборудования (телекамеры) параллельно оси стыковочного агрегата КА и совмещение его центра с центром ответной мишени. 5 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки на орбиту полезной нагрузки небольшой массы. Транспортно-пусковой контейнер (ТПК) содержит корпус с крышкой и направляющими, узел фиксации полезной нагрузки, механизм выдвижения полезной нагрузки с подвижной кареткой или каретками с синхронизирующей тягой, полиспастом или полиспастами с тяговым элементом из аримидного шнура и пружиной. Изобретение позволяет повысить надежность функционирования ТПК. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Держатель // 2558960
Изобретение относится к средствам временной фиксации различных устройств на космическом аппарате (КА), в частности панелей солнечных батарей. Держатель имеет корпус, из которого выступает стягивающий штырь (2), удерживающий элементы (4.1-4.n). Для блокировки-разблокировки оголовка штыря служат рычаги (14), личинка (17) с роликами (13), пружина (16) и поворотное основание (12). Нажимной элемент (18) после разблокировки штыря нажимает на шток датчика (19) срабатывания держателя. По команде от системы управления КА происходит поворот основания (12). Упоры (20) основания соскальзывают с подшипников (28) личинки (17). Последняя под действием пружин (16) отпускается вниз. Вторые плечи рычагов (14) прокатываются по роликам (13), освобождаются от ограничения поворота, проворачиваются и освобождают оголовок штыря (2). Штырь (2) под действием пружин (6) поднимается вверх и освобождает набор удерживаемых элементов (4.1-4.n). Вместе с личинкой (17) перемещается элемент (18), нажимая на шток датчика (19). Техническим результатом изобретения является повышение надежности и технологичности изделия, а также качества диагностирования состояния КА на орбите. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для герметизации стыков стыковочных агрегатов. Механизм герметизации стыка стыковочных агрегатов содержит стыковочные шпангоуты с системами замков с пассивными крюками и активными крюками на эксцентриковых валах со шкивами с зубьями, электроприводы, торцевое уплотнение на шпангоуте, тяги в виде сегментов зубчатого колеса с цилиндрическими элементами на торцах и торцевыми зубьями для соединения шкивов и выходного вала привода, замки, стяжки в виде стержня со сферическими элементами по торцам и накидными гайками для соединения сегментов зубчатого колеса. Количество сегментов зубчатого колеса равно количеству замков. Изобретение позволяет повысить надежность связи между шкивами замков и электропривода и исключить обрыв тяг. 7 ил.

Изобретение относится к средствам стыковки частей космических аппаратов и их оборудования, в частности, радиолокационной антенны (РЛА). Устройство содержит расположенные по осям симметрии РЛА опорные узлы (ОУ) и узлы связи (УС). ОУ снабжены подпружиненными роликами, охваченными вилками, закрепленными на РЛА. УС установлены на силовых поясах и закреплены на РЛА (7) через теплоизолирующие прокладки (6). Жесткая связь РЛА (7) с рамой (1) выполнена в точке пересечения осей симметрии РЛА. УС выполнены в виде кривошипов (16) с осями (17, 18) в подшипниках качения (19, 20), закрепленных в корпусах (21, 22). Один из корпусов закреплен на раме (1), а другой на РЛА (7). Радиусы кривошипов выбираются, исходя из допустимых напряжений в РЛА. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей, упрощение конструкции и повышение надежности устройства. 7 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для соединения и разъединения частей космического аппарата. Механический рычажный замок содержит кронштейн, закрепленный на первом отделяемом элементе, коромысло с возможностью поворота на оси и зафиксированное по цилиндрической поверхности второго отделяемого элемента или накладки, рычаг с возможностью поворота на кронштейне, штырь с резьбовой частью, гайкой, пружиной и опорой, контактирующей с кронштейном, пружину, расположенную на оси соединения рычага с кронштейном, с концами, выведенными наружу или внутрь и упруго поджимающими поверхности рычага и кронштейна, опору замка, контактирующую с первым отделяемым элементом. Поверхность соприкосновения рычага и коромысла выполнена под углом относительно горизонтальной поверхности и зависящим от вектора сил, коэффициента трения, вектора силы трения, усилия от пружины и коэффициента запаса. Изобретение позволяет исключить ослабление основных несущих элементов в углепластиковых конструкциях и уменьшить начальную силу для срабатывания замка. 3 н.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для крепления пиротехнических узлов с остаточной деформацией после их срабатывания, преимущественно пироножей. Устройство содержит опору, на которой установлен пиротехнический узел при помощи крепежных элементов, причем в местах крепления между пиротехническим узлом и опорой установлены пластины со скосом в направлении деформации пиротехнического узла. Угол скоса каждой из пластин равен или больше максимального угла деформации пиротехнического узла в поперечном сечении после его срабатывания. Толщина пластины больше максимальной величины деформации пиротехнического узла, причем в пластине и опоре соответственно выполнены отверстия под крепежные элементы. Техническим результатом изобретения является сохранение целостности опоры и крепежного элемента и обеспечение безопасности при разделении конструкции. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам отделения космического аппарата. Устройство отделения КА содержит разъединяемое удерживающее устройство между несущей конструкцией с отверстием и КА с отверстием с выступами для фиксации упора, механические замки со стержнем с шайбой и гайкой, упором и отверстием со смещением относительно оси стержня, фиксирующее звено, удерживающее звено с выемкой на оси вращения. Изобретение позволяет повысить надежность отделения полезной нагрузки. 4 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического объекта (КО), например пилотируемого КО, после его отделения от другого КО, например ракеты-носителя (РН). Разворот КО в требуемую ориентацию начинают в момент Δt, отсчитываемый от момента его отделения от другого КО (далее - РН). Начальная ориентация КО определяется по номинальной ориентации РН в момент отделения. После включения, через время Δt, датчиков системы управления КО получают данные о текущей угловой скорости КО. Используя модель углового движения КО (на основе уравнений Эйлера) оценивают (обратным интегрированием) угловую скорость КО в момент отделения от РН. Далее по полученным начальным условиям на основе указанной модели углового движения определяют (прямым интегрированием) параметры текущей ориентации КО. Прикладывают к КО серию импульсов, величину которых определяют по разнице между текущей и требуемой ориентациями КО. Техническим результатом изобретения является сокращение продолжительности построения ориентации после отделения КО от РН независимо от светотеневых условий на орбите. 6 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для запуска спутников. Устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников содержит платформу с наноспутником или микроспутником, шток, конденсаторы, систему ориентации с внешним и внутренним корпусами, электродвигателями и подшипниками, магнитоиндукционный эжектор с двумя плотно прижатыми поджимной пружиной катушками индуктивности соленоидального типа, размещенными в сердечнике броневого типа из ферромагнитного материала и попарно запрессоваными в стаканы, электронную систему управления запуска с микроконтроллером, коммуникатором, блоком управления зарядом, драйверами электродвигателей, ключевыми устройствами и переключателем выводов обмотки. Изобретение позволяет повысить КПД устройства запуска. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх